航天器多体系统动力学模型及仿真软件

本文以Newton-Euler方程为基础,应用旋量-矩阵方法推导的多体系统动力学理论模型,开发了相应的仿真软件,然后以单翼航天器太阳阵的展开为例,对多体系统进行了动力学仿真和分析.理论模型和仿真软件都充分考虑了其在航天器动力学分析中的通用性和实用性.     

考虑铰摩擦的柔性太阳阵展开动力学研究

研究了空间漂浮航天器太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合动力学问题. 基于Jourdain 速度变分原理和单项递推组集方法, 建立了太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,采用虚功率原理推导了铰摩擦对系统动力学方程的贡献. 在以上动力学模型中引入3-D 鬃毛摩擦模型来研究铰链的摩擦特性对太阳阵展开动力学的影响. 所建动力学模型的正确性通过与商业软件ADAMS 和NASTRAN 的联合仿真对比得到了验证,该模型能够有效地预测太阳阵的展开历程以及航天器姿态的动态行为.      

DEPLOYMENT DYNAMICS OF FLEXIBLE SOLAR ARRAYS CONSIDERING FRICTIONAL JOINT

研究了空间漂浮航天器太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合动力学问题. 基于Jourdain 速度变分原理和单项递推组集方法, 建立了太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,采用虚功率原理推导了铰摩擦对系统动力学方程的贡献. 在以上动力学模型中引入3-D 鬃毛摩擦模型来研究铰链的摩擦特性对太阳阵展开动力学的影响. 所建动力学模型的正确性通过与商业软件ADAMS 和NASTRAN 的联合仿真对比得到了验证,该模型能够有效地预测太阳阵的展开历程以及航天器姿态的动态行为.     

航天器太阳阵伸展过程最优控制的遗传算法

本文讨论航天器太阳阵伸展中航天器姿态的最优控制问题。利用动量矩守恒原理导出带太阳阵航天器的动力方程,指出了系统的非」完整约束性质。将航天器太阳阵展开过程中主体姿态控制问题转化为非线性系统最优控制问题。厚优控制中引入遗传算法,替代传统的牛顿迭代方法。提出基于遗传算法的非完整运动规划最优控制算法。通过数值仿真表明,该方法对太阳阵伸展过程航天器姿态控制是有效的。     

多柔体系统动力学建模与优化研究进展

多柔体系统是由柔性部件和运动副组成的力学系统,在航空、航天、车辆、机械与兵器等众多工程领域具有广泛的应用前景, 其典型的代表包括柔性机械臂、直升机旋翼、卫星的可展开天线、太阳帆航天器等. 近年来,随着工程技术的发展,多柔体系统动力学问题日益突出,尤其是含变长度柔性部件的多柔体系统,不仅涉及其动力学 建模与计算,还涉及其动力学优化设计. 事实上,部件柔性对多柔体系统的动力学行为影响很大,直接影响到优化结果,因此需要发展基于多柔体系统动力学的优化设计方法. 本文首先阐述了多柔体系统动力学优化的研究背景及意义,简要回顾了多柔体系统动力学建模的3类方法:浮动坐标方法、几何 精确方法和绝对节点坐标方法,并介绍了含变长度柔性部件的多柔体系统动力学建模方法. 系统概述了多柔体系统动力学响应优化、动力学特性优化和动力学灵敏度分析3个方面的研究进展,并从尺寸优化、形状优化和 拓扑优化 3 个方面综述了多柔体系统部件优化的研究进展. 本文最后提出了在多柔体系统动力学优化研究中值得关注的若干问题.      

多柔体系统动力学建模与优化研究进展

多柔体系统是由柔性部件和运动副组成的力学系统,在航空、航天、车辆、机械与兵器等众多工程领域具有广泛的应用前景,其典型的代表包括柔性机械臂、直升机旋翼、卫星的可展开天线、太阳帆航天器等.近年来,随着工程技术的发展,多柔体系统动力学问题日益突出,尤其是含变长度柔性部件的多柔体系统,不仅涉及其动力学建模与计算,还涉及其动力学优化设计.事实上,部件柔性对多柔体系统的动力学行为影响很大,直接影响到优化结果,因此需要发展基于多柔体系统动力学的优化设计方法.本文首先阐述了多柔体系统动力学优化的研究背景及意义,简要回顾了多柔体系统动力学建模的3类方法:浮动坐标方法、几何精确方法和绝对节点坐标方法,并介绍了含变长度柔性部件的多柔体系统动力学建模方法.系统概述了多柔体系统动力学响应优化、动力学特性优化和动力学灵敏度分析3个方面的研究进展,并从尺寸优化、形状优化和拓扑优化3个方面综述了多柔体系统部件优化的研究进展.本文最后提出了在多柔体系统动力学优化研究中值得关注的若干问题.     

Mechanical problems in momentous projects of aerospace engineering

近年来, 我国航天重大工程蓬勃发展, 航天工程中新的力学问题不断涌现, 开展航天工程力学问题研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用.随着航天器朝着超高速、深空探测、多功能方向的发展, 其面临的发射和运行环境也更加恶劣, 发射过程中的多场耦合、非线性等问题更加突出. 大阵面、大挠性的航天器对在轨结构展开、模态辨识、刚柔耦合控制提出新的要求, 而高精度、高分辨率的观测需求, 为航天器在轨微振动、热致振动的研究带来了新的课题. 同时, 这一系列的问题也对航天器的地面试验和仿真分析等提出了更高的要求, 在这些领域, 各国学者也积累了一定的成果. 本文概括介绍了近年来航天重大工程中出现的新的力学问题, 从航天器的发射、在轨运行、地面仿真和试验等方面对航天工程中的力学问题进行了综述. 内容主要集中在耦合动力学、空气动力学、多体动力学、结构动力学以及试验力学等方面, 同时提出了工程中力学方面所面临的问题以及下一步的发展方向.     

航天重大工程中的力学问题

近年来,我国航天重大工程蓬勃发展,航天工程中新的力学问题不断涌现,开展航天工程力学问题研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用.随着航天器朝着超高速、深空探测、多功能方向的发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣,发射过程中的多场耦合、非线性等问题更加突出.大阵面、大挠性的航天器对在轨结构展开、模态辨识、刚柔耦合控制提出新的要求,而高精度、高分辨率的观测需求,为航天器在轨微振动、热致振动的研究带来了新的课题.同时,这一系列的问题也对航天器的地面试验和仿真分析等提出了更高的要求,在这些领域,各国学者也积累了一定的成果.本文概括介绍了近年来航天重大工程中出现的新的力学问题,从航天器的发射、在轨运行、地面仿真和试验等方面对航天工程中的力学问题进行了综述.内容主要集中在耦合动力学、空气动力学、多体动力学、结构动力学以及试验力学等方面,同时提出了工程中力学方面所面临的问题以及下一步的发展方向.     

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.      

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.     

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).      

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).     

DYNAMIC ANALYSIS OF SPINNING DEPLOYMENT OF A SOLAR SAIL COMPOSED OF VISCOELASTIC MEMBRANES

近年来, 可用于航天器推进的太阳帆自旋展开技术引起人们广泛关注. 这类太阳帆可视为由中心旋转毂轮、若干柔性绳索、太阳帆薄膜和集中质量等组成的刚柔耦合多体系统.为了对系统中的太阳帆薄膜进行建模, 提出了基于绝对节点坐标方法描述的黏弹性薄板单元, 并对其有效性进行了验证.针对简化的"IKAROS"自旋展开太阳帆系统, 采用结合自然坐标方法与绝对节点坐标方法的绝对坐标方法对其进行建模, 采用广义-α方法对大规模系统动力学方程进行求解.研究了黏弹性太阳帆薄膜自旋展开过程的动力学特性, 讨论了薄膜的黏弹性阻尼对自旋展开过程的影响规律.     

挠性航天器动力学模型的非约束模态分析

挠性航天器动力学建模中的挠性耦合影响系数是动力学建模中的重要力学概念,它反映了航天器姿态和轨道运动与挠性附件的弹性振动效应. 挠性耦合影响系数间的恒等式关系,即惯性完备性准则,是挠性航天器动力学模型降阶和模态截断的重要依据. 以中心刚体带挠性附件航天器为研究对象,采用约束模态和非约束模态法描述挠性附件结构变形,利用欧拉-拉格朗日方程建立挠性航天器的动力学模型. 基于 Hughes 的研究成果,对挠性航天器的非约束模态恒等式及其用于动力学模型降阶的惯性完备性准则进行了证明和应用研究. 探讨了两种动力学模型惯量间的关系,并利用约束模态惯性完备性准则,推导了非约束模态惯性完备性准则. 最后,对中心刚体带双侧太阳帆板和带单侧太阳帆板构成的挠性航天器模型进行数值仿真计算,求出挠性附件非约束模态平动耦合系数,分析了非约束模态特征值和平动耦合系数随着刚柔质量比的变化情况,并尝试用非约束模态惯性完备性准则的质量特征恒等式对挠性航天器模型进行了检验.      

航天重大工程中的力学问题

近年来,我国航天重大工程蓬勃发展,航天工程中新的力学问题不断涌现,开展航天工程力学问题研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用。随着航天器朝着超高速、深空探测、多功能方向的发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣,发射过程中的多场耦合、非线性等问题更加突出。大阵面、大挠性的航天器对在轨结构展开、模态辨识、刚柔耦合控制提出新的要求,而高精度、高分辨率的观测需求,为航天器在轨微振动、热致振动的研究带来了新的课题。同时,这一系列的问题也对航天器的地面试验和仿真分析等提出了更高的要求,在这些领域,各国学者也积累了一定的成果。本文概括介绍了近年来航天重大工程中出现的新的力学问题,从航天器的发射、在轨运行、地面仿真和试验等方面对航天工程中的力学问题进行了综述。内容主要集中在耦合动力学、空气动力学、多体动力学、结构动力学以及试验力学等方面,同时提出了工程中力学方面所面临的问题以及下一步的发展方向。     

UNCONSTRAINED MODAL ANALYSIS OF DYNAMIC MODEL OF FLEXIBLE SPACECRAFT$^{\bf 1)}$

挠性航天器动力学建模中的挠性耦合影响系数是动力学建模中的重要力学概念,它反映了航天器姿态和轨道运动与挠性附件的弹性振动效应. 挠性耦合影响系数间的恒等式关系,即惯性完备性准则,是挠性航天器动力学模型降阶和模态截断的重要依据. 以中心刚体带挠性附件航天器为研究对象,采用约束模态和非约束模态法描述挠性附件结构变形,利用欧拉-拉格朗日方程建立挠性航天器的动力学模型. 基于 Hughes 的研究成果,对挠性航天器的非约束模态恒等式及其用于动力学模型降阶的惯性完备性准则进行了证明和应用研究. 探讨了两种动力学模型惯量间的关系,并利用约束模态惯性完备性准则,推导了非约束模态惯性完备性准则. 最后,对中心刚体带双侧太阳帆板和带单侧太阳帆板构成的挠性航天器模型进行数值仿真计算,求出挠性附件非约束模态平动耦合系数,分析了非约束模态特征值和平动耦合系数随着刚柔质量比的变化情况,并尝试用非约束模态惯性完备性准则的质量特征恒等式对挠性航天器模型进行了检验.     

多刚体系统分离策略及释放动力学研究

紧密连接的多刚体系统可在脱离运载航天器后在轨自主分离,无需多次利用航天器发射装置或在航天器中安装多个发射装置进行分离释放,从而有效提高运载航天器空间利用率, 简化分离释放操作和降低碰撞风险.本文针对多刚体系统的在轨分离释放问题, 研究在轨分离策略及释放过程动力学.首先, 考虑刚体相对运动及姿态变化,基于虚功原理及自然坐标方法建立单个刚体的动力学模型.考虑多刚体系统在轨分离释放阶段的轨道运动和连接约束变化,计入分离时刚体间的相互作用,利用拉格朗日乘子法获得含连接约束的非线性动力学模型. 考虑到实际工程应用,在多刚体系统分离释放阶段,通过安装在刚体间每个接触表面4个角上的弹射装置实现自主分离. 其次,为保证分离过程中刚体之间无碰撞发生, 规划了多刚体系统的分离时序,并基于不同弹射方向及分离顺序设计了两种分离释放方案. 最后,通过算例研究分析了在轨分离释放过程中刚体的非线性动力学行为,验证了分离释放方案的有效性.      

平动点Halo轨道航天器保持的多目标优化

针对日地系统平动点附近Halo轨道航天器保持任务,考虑航天器的能量消耗与轨道保持精度需求,采用多目标优化方法设计了改进时变控制器用于航天器Halo轨道保持任务。首先,基于圆形限制性三体模型推导了航天器的相对动力学方程并基于此设计了线性时变控制器。然后,采用多目标优化方法对时变控制器参数进行优化,得到满足航天器能量消耗与轨道保持精度之间平衡的Pareto最优解。最后,通过对考虑模型与环境干扰情况的数值模拟,结果表明多目标优化方法对平动点Halo轨道航天器保持任务达到低能能耗与高精度目标,具有一定的应用价值。     

航天器动力学与控制的研究进展与展望

开展航天器动力学与控制的研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用, 其目的在于发展有效的方法促使航天器在各阶段平稳可靠地运行. 航天器技术发展迅速, 其形式日趋多样化, 功能与构造日趋复杂,已经向大型空间站、微小卫星、深空探测等方向发展. 航天器结构表现出多耦合、非线性、极端外界环境, 以及大尺度柔性结构等特征, 由此激发起航天器动力学与控制领域各方向的深入研究. 航天器动力学与控制的研究方法覆盖理论分析、数值仿真, 以及实验模拟等诸多方面, 研究内容十分丰富. 本文概括介绍了近年来航天器动力学与控制研究方面的发展状况, 综述了跨航天器动力学与控制、航天器系统级动力学与振动控制、航天器部件级动力学与振动控制等航天领域中的若干基础问题. 内容主要集中于航天领域中不同应用范围、不同层次结构的航天器动力学模型的建立和动力学响应与振动控制的研究方法及已取得的成果. 最后, 提出了该领域中值得进一步考虑的科学问题及未来的发展方向.      

完全笛卡尔坐标描述的多体系统动力学

用完全笛卡尔坐标描述多体系统的运动学和动力学在提高计算效率方面有突出优点．导出用完全笛卡尔坐标表示的刚体及多体系统的动量和动量矩的解析式，给出与之对应的广义惯量矩阵概念，建立无力矩状态下用完全笛卡尔坐标描述的多体系统动力学的一阶微分方程组，用于多体航天器的姿态运动分析