空间充气管展开动力学研究进展

最近空间充气展开结构引起了人们的广泛关注, 这是因为空间充气展开结构具有折叠体积小, 重量轻和展开可靠性高等优点, 于是一些空间计划也开始考虑利用充气展开结构的优势.然而, 在空间充气展开结构应用到太空之前还有一些重要的问题需解决, 其中之一就是控制和掌握充气展开结构的充气展开动力学特性.充气管用于驱动展开并支撑空间结构是一种重要的构件. 围绕充气管在展开过程中的动力学问题, 详细地综述了近20年来国际上的研究进展情况. 首先讨论了有关的充气展开模型, 包括非线性铰链模型、卷曲折叠管展开模型、控制体积模型、能量法模型和流-固耦合模型等.然后介绍了有限元模拟研究进展, 并分别评述了$Z$形、卷曲、多边形以及变直径伸缩等折叠管的充气展开实验研究. 文章最后指出了充气管的充气展开的理论、有限元模拟以及实验在今后值得关注的研究方向.     

空间充气薄膜结构的褶皱分析

引入一个表征褶皱在纹理方向收缩特性的参数``收缩系数'来替代泊松比参与计算褶皱形变,并联合褶皱产生时的应力条件和褶皱特性,实现了对空间充气薄膜结构的褶皱分析,得到了褶皱存在时的充气薄膜结构的应力场和变形. 分析中重点讨论了``收缩系数'与泊松比的关系,并讨论了引入``收缩系数'约束变形后的变形协调条件. 将两维的褶皱分析方法拓展应用到三维充气结构的褶皱分析中,分析了充气管的弯皱变形,得到了临界皱曲和极限弯矩随结构及力学参数的变化规律. 通过简单的褶皱试验,定性地分析了褶皱的形变特性并与分析结果进行了比较验证,结果一致.      

基于CV法的空间薄膜充气管的展开速度分析

为了有效控制充气薄膜结构模拟过程中的展开速度,本文首先从CV法(控制体积法)的基本理论入手,通过改变材料和结构的相关参数,对模型的设置进行了改进,以研究影响充气结构展开速度的因素;其次将两种不同充气速率对充气管展开速度影响的模拟结果与实验结果进行了对比,发现数值结果与实验结果趋势基本相同,从而验证了CV法的可行性;最后研究了材料参数、充气温度、排气面积等参数对充气管展开速度的影响。研究发现:充气速率越大,充气管的展开速度越大;材料的弹性模量影响较小;质量密度越大、温度越低、排气孔的面积越大,则充气管的展开速度越低。因此,从充气结构的材料本身和结构模型考虑,选用高密度材料、采用较低的充气温度、加大气囊的排气面积均能有效降低充气结构的展开速度,从而为充气结构的设计和应用提供参考。     

空间展开折叠桁架结构动力学分析研究

本文以笛卡尔坐标系下节点自然坐标为未知量,建立了桁架结构系的基本运动力学方程,并首次推导出桁架结构中常用节点附加几何约束方程,相应约束Jacobi矩阵及其导数矩阵,采用奇异值分解法求约束Jacobi矩阵的零空间基和M-P广义逆,并由矩阵缩减法建立了带约束桁架体系的运动力学方程和求解方法。数值算例表明该方法适于可展折叠桁架结构运动力学分析。     

空间薄膜结构动态测试研究最新进展

空间薄膜结构是一种主要由薄膜材料制成的新型大型轻量化结构,在深空探测中可用于构建大型天线、太阳帆、太阳能集中器等新概念飞行器。它具有超低频率、密集模态、局部模态、几何大变形、高柔性、低密度、强非线性、以及承载能力随充气压力改变等一系列特点,传统的实验模态分析方法已经不满足此类结构的测试要求。同时在地面测试时容易受空气附加质量、地球重力及温度、湿度环境影响,这给动态测试带来很大困难。本文首先总结了适合薄膜空间结构的动态测试技术如新型智能传感器,激光测量和数字图像测量等非接触测试方法最新进展,并比较分析各测试方法优缺点。此外对微重力、真空、交变温度等空间环境对动态测试结果的影响进行总结,存在缺陷对动态测试结果的影响进行评述,最后针对目前空间薄膜结构动态测试中存在的问题进行探讨并指出未来发展方向。     

空间薄膜结构的褶皱形变预测

空间充气结构技术是一项全新的空间结构构建技术,基于该技术的空间充气结构是未来空间任务的主要需求对象．该结构主要由薄膜构成,因此结构形面精度的保持是关键问题．褶皱是薄膜特有的现象,它的存在会严重影响结构形面精度,因此进行褶皱研究很有必要．根据屈曲理论联合薄膜褶皱的实际构型建立了薄膜结构褶皱的预测模型,分析了矩形平面薄膜受面内水平剪切情况下的褶皱,得到了褶皱幅度和褶皱波长以及薄膜结构产生褶皱时的临界压缩应力,通过与已有文献结果及本文实验结果的比较验证了该分析方法的有效性和结果的正确性．     

空间薄膜结构褶皱的数值模拟最新研究进展

褶皱问题是高精度空间薄膜结构最关心的问题之一, 它是影响薄膜结构形面精度的关键因素. 由于薄膜结构褶皱机理的复杂性, 该问题一直没能得到很好的解决, 人们对褶皱的认识, 目前主要是通过试验观察和数值模拟等方法. 本文综述了空间薄膜结构褶皱数值研究的发展和现状, 并对其中重要的和被广泛采纳的方法进行了重点介绍和评述. 最后对褶皱数值分析方法所面临的问题及其发展趋势作了初步展望.      

含刚性体可展开结构的准静态展开分析方法

包含具有一定几何形状刚性连续表面的可展结构可以有效提高展开效率,保证形状精度,具有较高的实用价值.刚性体按需要可为刚性曲板等,一般形状复杂且形式多样,展开分析中描述困难,目前还没有一种通用的处理方法.本文以节点坐标为变量建立一种通用的刚性体运动学方程,将运动学方程引入展开分析之中,利用广义逆矩阵法进行准静态展开过程分析.本文的方法数学描述简洁明快,包含的未知量少,且适用于含任意形状刚性体的可展开结构,数值计算算例验证了方法的有效性.     

频响函数计算的高精度级数展开法

把作者近期提出的用于频响函数计算的级数展开法进行了推广，使其计算精度进一步提高，并且能适用于自由－自由系统。数值示例表明，本文提出的方法是有效的。     

空间桁架结构大位移问题的有限元分析方法

本文基于总体拉格朗日坐标描述法,采用Ｋｉｒｃｈｏｆｆ应力张量和Ｇｒｅｅｎ应变张量定义,导出了严格意义下的杆单元增量列式,计算表明本文方法可以有效用于空间桁架结构大位移问题分析。     

在轨组装空间结构面向主动控制的动力学建模

在轨组装是未来超大型空间结构最有发展潜力的构建方式之一, 组装过程中空间结构尺寸逐渐增长、动力学特性也随之改变, 给结构主动控制任务带来了新的挑战. 针对这一问题, 提出一种在轨组装空间结构面向主动控制的动力学建模方法. 首先, 建立不同类别组装模块的基础模型库, 以用于后续直接调用; 然后, 定义模块的邻接关系矩阵以描述在轨组装过程中空间结构的变化, 并根据在轨组装任务特点, 设计了面向分布式控制的智能组件结构形式; 在有限元建模方法的基础上提出"节点自由度加载"方法, 利用模块的基础模型库与邻接关系矩阵, 分别建立智能组件和空间结构整体的动力学模型, 该模型可随组装的进行同步自适应更新; 最后, 以在轨组装桁架结构为例, 给出组装碰撞冲击下动力学建模与分布式主动控制数值仿真. 结果表明, 在轨组装过程中桁架结构整体的动力学特性有明显的变化, 主动控制非常必要; 基于提出的建模方法, 可高效地建立构型多样的在轨组装空间结构动力学模型; 智能组件的动力学模型在组装过程中可进一步根据邻接关系矩阵限定更新范围, 适用于在轨组装过程中的分布式主动控制系统设计.      

结构动力分析自适应有限元方法综述

结构动力分析自适应有限元方法主要研究有限元动力分析的误差估计理论,建立适用于复杂结构动力分析的有限元网格自适应过程．介绍了结构动力问题自适应有限元方法的重要发展,包括固有振动和动响应分析的误差估计及相应的自适应策略;且简要介绍了几种现有的网格生成技术及其特点．最后指出这种方法存在的问题和今后的研究方向．     

充气结构与流场的耦合求解方法

针对一种充气前缘(inflatable leading edge, ILE)增升技术,建立了其充气结构与流场耦合作用的运动方程. 将方程写成状态空间形式,采用时域推进方法求解. 对使用了变前缘增升技术的NACA63-212翼型进行了充气结构静变形的数值计算,结果表明充气结构的刚度对翼型的气动特性有明显影响. 与原翼型相比,在不考虑充气结构变形时, 该增升技术大约能使翼型的失速迎角增加30{\%},最大升力系数增加22{\%};考虑结构变形后增升效果有所降低. 刚度较低的薄膜在前缘吸力峰的作用下会隆起形成鼓包,容易引起流动分离.      

黎曼位形空间中约束多体系统的动力学分析

在黎曼位形空间中研究了约束多体系统的动力学问题．通过对约束矩阵的奇异值分解和修正的Ｇｒａｍ Ｓｃｈｍｉｄｔ过程构造了系统流形的法向和切向子空间的正交归一化基，将系统的动力学方程沿这双基进行投影，得到了求系统动力学响应的新型公式，给出了其数值分析的一种方法，并举了算例．     

空间杆系结构非线性动力稳定性分析的一种实用算法

本文对任意空间杆系结构进行非线性动力稳定性分析。     

薄板动力学相空间非传统Hamilton变分原理与辛算法

将弹性薄板动力分析从Lagrange体系改换为Hamilton体系.通过罗恩提出的一条简单而统一的途径,建立了弹性薄板动力学的相空间非传统Hamilton变分原理,并从该原理推导出相应的Hamilton正则方程、边界条件与初始条件.然后基于这种相空间非传统Hamilton变分原理,提出弹性薄板动力响应分析的辛空间有限元-时间子域法,文中数值结果表明,这种方法的计算精度与效率都明显高于常用的Wilson-θ法和Newmark-β法.