燃料消耗下充液航天器等效动力学建模与分析

在轨航天器贮腔内的液体可能表现出多种不同的运动模式, 主要包括液体相对于贮腔的整体性刚体运动、自由液面横向晃动、液体起旋后逐步发生明显的旋转晃动及液体自旋运动; 复合三自由度刚体摆晃动模型能够较为全面地描述这些液体运动模式, 同时为研究起旋阶段的液体晃动动力学问题提供了有效手段. 本文对非线性液体晃动刚体摆复合模型作进一步发展, 考虑模型等效参数随贮腔充液比的变化, 提出了变参数的刚体摆复合模型, 该模型适用于研究燃料消耗下非线性晃动类充液航天器大范围运动耦合动力学问题. 采用刚体摆复合模型对球形贮腔内的液体晃动进行等效后, 基于混合坐标意义下的拉格朗日方程推导了一类充液航天器轨道-姿态-晃动全耦合的动力学方程组, 并展开了充液航天器大角度三轴稳定姿态机动和零冲量轨道机动仿真以及航天器耦合动力学响应特性分析. 研究表明: 液体相对于贮腔的运动会造成航天器主刚体位置发生偏移, 当航天器在执行零冲量机动时, 燃料消耗会造成航天器的轨道平动速度无法收敛到零; 贮腔偏心布放时, 航天器在执行轨道机动过程中贮腔内液体易发生剧烈而且形式复杂的晃动行为, 进而可能造成航天器刚体运动的不稳定.      

储液罐动力学与控制研究进展

阐述了储液罐动力学与控制的工程应用背景, 从3个方面回顾了储液罐动力学与控制的研究进展, 即: 储液罐类液体晃动动力学、液体晃动等效力学模型和储液罐多体系统动力学与控制. 其中对储液罐类液体晃动动力学的研究成果从解析方法和数值方法两方面进行了概述; 在储液罐多体系统动力学中概述了车载、船载储液罐系统动力学和充液航天器固--液--控耦合动力学近年来的研究成果.对今后需要进一步开展的研究方向进行了展望.      

充液挠性航天器俯仰运动 1:1:1 内共振动力学分析

采用已推导的俯仰运动矩形贮箱受控刚-液-弹耦合系统在外力矩作用下的耦合动力 学模型,在刚体上加入控制项,详细分析了系统固有频率的精确解与近似解. 应用多尺 度法对耦合系统1:1:1内共振进行解析分析,与数值解比较验证解析解的正确性. 通过近 似解析分析得到刚-液-弹之间的耦合作用机理：1) 液深影响整个系统的软硬特性,当液体发 生软硬特性转化时,处于液体原多值频率区域的刚体和弹性体幅频曲线分支峰值会减弱,且 具有相同的特性转化趋势;处于液体新多值频率区域的刚体和弹性体幅频曲线分支峰值会增 强,且具有相反的特性转化趋势. 2) 刚体和弹性体幅频曲线的峰值均在以受控刚体和弹性体 为主的耦合系统固有频率处,以液体为主固有频率激励,刚体和弹性体振幅较小.     

基于多尺度方法的平动圆柱贮箱航天器刚——液耦合动力学研究

以充液航天器为工程背景,借助多尺度方法研究刚--液耦合动力学系统非线性动力学特性.利用多维模态方法,将描述横向外激励下圆柱贮箱中液体非线性晃动的自由边界问题转换为液体模态系数相互耦合的有限维非线性常微分方程组.推导液体晃动产生的作用于贮箱壁的晃动力和晃动力矩的解析表达式,进而建立航天器刚体部分平动和液体晃动耦合的非线性动力学方程组.应用多尺度方法对刚--液耦合系统的动力学特性进行解析分析,通过固有频率的特征方程求解耦合系统固有频率,推导外激励频率接近耦合系统第一阶固有频率时液体晃动稳态解的幅值频率响应方程.结合数值方法,研究了液体晃动稳态解的幅值频率响应曲线和激励--幅值响应曲线.结果表明, 随充液比变化,液体晃动稳态解的幅值频率响应曲线会发生软、硬弹簧特性转换现象和"跳跃"现象;幅值频率响应曲线的软、硬弹簧特性转换点受重力加速度和弹簧刚度系数影响;以上所得研究结果表明,考虑非线性效应时的刚--液耦合系统动力学特性与传统的线性系统模型所显示的动力学特性具有本质区别.本文的研究工作对进一步分析充液航天器刚--液耦合非线性动力学特性具有重要参考价值.      

DYNAMICS AND CONTROL OF RIGID-FLEXIBLE COUPLING FLEXIBLE SPACECRAFT WITH JOINT CLEARANCE1)

大型柔性航天器展开锁定后,运动副中仍存在大量无法消除的间隙. 铰链间隙直接影响柔性航天器的姿态 运动和有效载荷的指向精度及稳定度,会对航天器的动力学特性造成较大的影响. 针对这一问题, 提出一种含间隙铰 接的航天器刚柔耦合动力学建模与控制方法. 首先建立含间隙的铰链精确动力学模型,从而构建含间隙铰接的柔性结构 动力学模型. 然后利用哈密顿原理和模态离散方法,建立含间隙铰接柔性航天器离散形式的刚柔耦合非线性动力学 模型,采用 Newmark 算法对非线性动力学方程进行求解. 基于压电纤维复合材料 (macro fiber composite, MFC) 驱动器 构建航天器的刚-柔-电耦合动力学方程,采用最优控制设计控制律. 分析了铰链参数、中心刚体转动惯量、间隙尺寸和间隙数目对航天器动力学特性的影响,着重研究了铰链间隙对航天器姿态运动和结构振动的影响作用. 最后采用 MFC 驱动器对航天器施加主动控制. 结果表明,铰链参数和中心刚体转动惯量影响航天器的固有频率;随着铰链间隙尺寸的增大及间隙数目的增多,航天器的整体刚度逐渐减小,而航天器的姿态角和振动位移响应不断增大;通过基于 MFC 的主动控制,能够实现含间隙铰接航天器姿态运动与结构振动的协同控制,并缓解间隙对系统动态特性造成的影响.     

具有刚-柔-液-控耦合的航天器动力学研究进展

从现代复杂航天器姿态非线性动力学、液体燃料晃动动力学与控制问题、航天器刚-柔耦合系统动力学建模问题、航天器刚-液耦合动力学、航天器刚-柔-液-控耦合动力学、充液航天器实验问题等方面概述了近年来国内外在充液航天器多体耦合动力学相关领域的最新研究进展. 分别从液体燃料晃动动力学建模问题、航天器刚-柔-液-控耦合系统非线性理论和方法、计算机数值仿真及物理实验问题等方面展望了有待进一步加强的研究课题.     

充液航天器液体晃动和液固耦合动力学的研究与应用

随着火箭运载能力、卫星工作寿命和深空探测器任务复杂度的不断提高, 液体推进剂占航天器总质量的比重也不断增加. 液体推进剂的晃动影响着航天器的运动稳定性和姿轨控系统的可靠性, 是航天器动力学中一个备受关注的问题. 充液航天器中晃动的液体是一个分布参数系统, 理论上是无穷维的, 而工程上希望建立的数学模型是简单、低维的, 因此对液体晃动等效力学模型的研究经久不衰. 另外, 液体推进剂对航天器的结构动特性有着重要的影响, 在建立充液航天器的结构动力学模型时需要考虑液体推进剂与贮箱等结构的耦合效应. 本文首先结合液体晃动动力学理论和航天工程实际, 从理论研究、数值研究和实验研究等三个方面综述了国内外在充液航天器液体晃动动力学领域的研究现状, 并以此为基础介绍了航天工程中液体晃动等效力学模型的应用进展情况; 然后, 以液体运载火箭为例概述了国内外在充液航天器液固耦合建模方面的成果,介绍了求解液固耦合问题的数值方法和应用软件; 最后, 根据航天器工程的发展需求, 对充液航天器液体晃动和液固耦合动力学的进一步研究方向提出了一些建议.      

航天器挠性梁伸展动力学特性数值分析

利用动量矩定理推导出带挠性伸展梁航天器的姿态动力学方程,推导了梁质量微元的动力学方程.在梁等速伸展的情况下对动力学方程进行变换,通过Runge-Kutta积分法得出了数值解.结果表明:梁等速伸展时,其振动的振幅随其长度的增长而增大;随航天器初始姿态角速率的增大而增大;随伸展速率的增大     

地球轨道航天器编队飞行动力学与控制研究综述1)

航天器编队飞行被定义为跟踪或维持航天器之间的期望相对间隔、期望指向和相对位置。本文概括介绍了近年来地球轨道飞行编队的动力学和控制方面研究的发展状况,包括传统推进系统和新型无推进剂编队系统的动力学建模方法和控制器设计技术等。在传统推进编队系统中,航天器由使用化学燃料或等离子体的推进器提供推力,可以实现高精度地相对姿态/位置保持或重构,控制简单,灵活性高,但是需要消耗较多的能源。相比之下,在新型无推进剂编队系统中,航天器通过新的推力方式,如大气阻力作用,非接触内力,地磁洛伦兹力,动量交换等,将大大延长编队任务的寿命,并有效地避免羽流污染,但会带来新的控制问题。本文总结了这些领域中动力学与控制方面的研究方法及取得的成果,并提出了相关领域值得深入研究的问题和后续发展的方向。     

大型柔性航天器动力学与振动控制研究进展

随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态的混合控制等问题越来越复杂且难于处理;航天器结构的大型化和柔性化(如大阵面天线和太阳翼等)也对其地面试验和半实物仿真提出了挑战.本文着重介绍大型柔性航天器涉及到的动力学与振动控制问题,包括航天器发射过程中的整星隔振,大型柔性结构动力学建模与振动响应分析,大型柔性航天器的结构振动与姿轨控耦合动力学及其混合控制等.提炼出航天动力学与控制领域中亟待解决的若干基础科学问题,包括:多刚柔体系统动力学建模与模型降阶(涉及大变形柔性体动力学建模、多求解器合作仿真、模型降阶、组合结构动力学建模的解析方法等);复杂结构状态空间模型构建方法与能控性(涉及状态空间模型构建的理论与实验方法、复杂结构振动控制系统的能观性与能控性等);航天器姿态运动与大型柔性结构振动的混合控制律设计(涉及姿态机动与结构振动的鲁棒混合控制、执行机构与压电控制器的协同控制等).      

多储液腔航天器刚液耦合动力学与复合控制

采用复合控制方法对充液航天器的姿态和轨道机动进行高精度控制.通过傅里叶-贝塞尔级数展开法,将低重力环境下液体的弯曲自由表面的动态边界条件转化为简单的微分方程,其中耦合液体晃动方程的状态向量由相对势函数的模态坐标和波高的模态坐标组成.通过广义准坐标下的拉格朗日方程得到航天器刚体部分运动和液体燃料晃动的耦合动力学方程,提出了自适应快速终端滑模策略和输入整形技术相结合的复合控制器,并分别用于控制携带有一个燃料腔和四个燃料腔航天器的轨道机动和姿态机动.通过数值模拟来验证控制器的效率和精度.结果表明,对于多储液腔航天器,如果在设计航天器的姿态和轨道控制器时没有充分考虑燃料晃动效应,那么在受控航天器系统中将会出现刚-液-控耦合问题并导致航天器姿态不稳定.而本研究中的复合自适应终端滑模控制器可以实现航天器机动的高精度控制并有效抑制液体燃料晃动.     

具有约束层阻尼贮液圆柱容器的耦振与减振特性分析

该文在对空圆柱层合壳(不充液)振动分析研究的基础上,借助线性势流理论,进一步考虑液固耦合效应,导出了敷有CLD贮液圆柱层合壳谐耦振的一阶常微分矩阵方程,该方程右边多了液动压力项.由于它不能预先给定,导致方程中出现未知项.为了克服这一困难,文中研究了液动压力的解式,并采用新型齐次扩容精细积分技术,提出了一种高效率和高精度的半解析半数值解法.进而还求解了CLD贮液圆柱容器在地面谐运动激励下的响应;通过大量数值计算分析了CLD的厚度、长度、敷设位置以及粘弹芯的复剪切模量对减振效果的影响.计算还表明了有液体的存在,这些影响和空容器时是不一样的.文中方法为CLD贮液容器的控制优化提供了有力手段.     

海上浮动机场动力学建模及非线性动力响应特性

海上浮动机场由多个浮体模块柔性连接组成, 是一个典型的刚柔流耦合的多振子网络系统. 从网络动力学角度提出一个新的建模方法, 构建了具有链式拓扑结构特征的海上浮动机场非线性力学模型. 数值仿真分析了浮动机场的非线性响应和连接件载荷, 表明线性分析方法可能严重低估了实际情况. 探讨了浮体模块响应的网络协同效应, 以及"振幅死亡" 现象. 初步探讨了振幅死亡与连接件刚度参数和波浪周期的关系, 对海上浮动机场的稳定性设计具有特殊意义. 为研究非线性网络结构动力学问题, 包括大型海上浮体结构, 提供一个新的分析工具和应用范例.      

高速列车服役模拟建模与计算方法研究

高速铁路的出现,使得轮轨交通技术达到更高的层次.速度提升不仅对列车的牵引动力与动力学性能提出更高要求.而且,列车与线路、气流等运行环境的耦合作用加剧,并直接影响到了列车的运行品质和安全性.在高速列车发展初期,研究关注的是如何保证高速列车能高速、平稳和安全运行.随着运行速度的提高,系统间耦合加强,服役模拟也越来越受到重视...     

DYNAMICS MODELING AND EXPERIMENT OF A FLEXIBLE CAPTURING MECHANISM IN A SPACE MANIPULATOR 1)

柔性捕获机构是空间机械臂的关键性部件, 对空间在轨服务过程中的抓捕操作起着至关重要的作用. 捕获机构的原理分析与仿真建模工作对在轨捕获工况预测分析和任务规划有着重要的应用价值. 本文以空间机械臂的末端柔性捕获机构为研究对象, 建立了柔性捕获机构软捕获过程的动力学仿真模型. 考虑了软捕获过程中柔性绳索的空间构型和大变形特性, 采用绝对节点坐标方法建立了三维空间柔性绳索单元, 并通过引入一圆柱参考坐标系来建立柔性绳索与目标适配器端刚性捕获杆的接触碰撞模型. 为满足三维运动工况验证, 搭建了纯被动边界条件的悬吊实验, 通过对比软捕获过程中被捕获目标的运动信息和受力信息, 验证了模型的准确性. 实验结果表明该模型能够有效地模拟在轨捕获任务中柔性机构软捕获阶段的动力学行为, 可以用于后续与空间机械臂联合仿真任务预测以及作为地面气浮台二维试验的必要补充. 此外, 针对在轨任务中的舱外状态巡检和漂浮目标捕获两种典型工况, 进行了机械臂捕获动力学联合仿真分析, 在给定条件下成功完成软捕获阶段的操作.     

大转动曲边柱壳非线性3-D动力学建模及分析

对曲边柱壳受轴向非均匀内压作用下的大转动几何非线性3-D动力学行为进行了研究,给出了一套高效三维动力学建模与数值求解方法.基于结构静动态变形关系,采用Lagrange方程推导建立了曲边柱壳多自由度三维动力学方程,通过线性化和降阶处理获得了曲边柱壳3-D动态膨胀数值解,与LS-DYNA有限元方法求解结果一致.计算结果表明:曲边柱壳动态响应行为与内压载荷轴向分布形式关系紧密,可以通过改变内压轴向分布形式来控制结构的动态变形模式;同时发现时间步是影响论文方法计算精度的重要因素.论文研究为后续含曲边柱壳复杂系统动力学响应研究提供了参考.     

刚柔耦合约束多体系统的动力分析

本文提出了描述多体系统的牵连坐标轴系统。该坐标轴系统由惯性参考系、牵连坐标系、物体坐标系及单元坐标系组成，从而实现了对刚体平动、刚体转动及弹性运动的分解，较好地消除了由于刚体大角度转动而产生的刚弹耦合非线性特性，以有限元方法为基础，应用拉格朗日方程建立了在该坐标系下的刚弹耦合约束多体系统的动力方程。该方程具有形式简洁、易于推导和编程等优点，本文并对方程的数值解法进行了研究，提出求解的广义坐标分块法，最后给出了一个典型多体系统的数值算例。     

链轮驱动系统的多刚体建模及分析

采用多刚体方法对链条链轮系统的驱动过程进行了建模和动力学分析．链节看作刚体,链轮看作等边刚性多边形,辊子看作两个链节之间的旋转副．啮合约束当作可变约束处理,当啮合力为正时,链节和链轮之间是固定约束,当力变负时,链节脱离链轮．利用龙格库塔法求解系统的拉格朗日方程．最后计算并分析了不同工况下的驱动过程,解释了系统的锁死现象,并进一步分析了两种避免锁死的处理方法．     

充液系统动力学与航天高技术问题

充液航天器内部液体晃动及其对控制系统的影响,是当前国内外航天高技术研究的重要课题,也是一个比较复杂的问题。本文首先由力学变分原理导出了充液系统的状态方程,其次分析了充液系统的稳定性;特别是,研究了在失重或微重条件下,充液航天器内部液体晃动的动力学特性以及部分充液三轴稳定性问题等。本文的研究结果,对于航天、航空、航海中的充液系统动力学与控制问题,都有重要的参考价值。      

大型液体火箭姿控与跷振大回路耦合动力学建模与分析

大型液体火箭结构模态的空间化分布特征导致结构振动、姿态运动和推进系统液路脉动存在相互耦合,进而影响传统姿控回路的稳定性. 针对大型液体火箭, 充分考虑姿态控制系统对箭体姿态动力学和弹性振动的影响, 以及箭体结构弹性振动与推进系统的耦合作用(跷振(POGO)), 建立了姿控与跷振大回路耦合模型. 该模型包含了推进系统、结构系统与姿控系统之间的耦合因素, 可进行姿控-结构-推进大回路耦合机理研究. 该模型具有非奇异的优点, 可以直接用于频域分析和时域仿真. 基于该模型研究了我国某型号液体捆绑火箭推进系统参数——泵增益和蓄压器能量值对姿态运动与结构振动稳定性的影响. 研究得出, 泵增益和蓄压器能量值的变化不仅导致了结构振动的不稳定, 而且也导致了姿态运动的发散. 因此, 对于大型液体捆绑火箭, 推进系统与姿控系统之间存在不可忽略的耦合作用, 在设计姿控系统时, 有必要考虑推进系统对姿控系统稳定性的影响.