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几何大变形太阳能无人机非线性气动弹性稳定性研究 被引量：13
1
作者 王伟 周洲 +1 位作者 祝小平 王睿 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期1-8,共8页
大柔性太阳能无人机在气动载荷的作用下产生较大的弯曲变形,机翼结构的刚度、质量分布等特性亦发生较大改变,线性理论无法满足这类飞机气动弹性稳定性分析的精度要求。基于Co-rotational(CR)理论,推导了结构变形后的切线刚度矩阵和质量... 大柔性太阳能无人机在气动载荷的作用下产生较大的弯曲变形,机翼结构的刚度、质量分布等特性亦发生较大改变,线性理论无法满足这类飞机气动弹性稳定性分析的精度要求。基于Co-rotational(CR)理论,推导了结构变形后的切线刚度矩阵和质量矩阵,建立了大柔性机翼结构动力学模型;采用建立在局部气流坐标系下的片条非定常气动力模型,建立了考虑几何非线性效应的大柔性无人机气动弹性运动方程。引入准模态假设,采用P-k法研究了几何大变形对类"太阳神"布局太阳能无人机的气动弹性稳定性的影响。研究结果表明:随着弯曲变形的增加,非线性颤振速度可降低10%以上,非线性颤振频率可下降8%;合理的增加扭转刚度、前移弹性轴、前移剖面质心等,均可以有效改善几何大变形引起的不利影响。研究工作对大柔性飞机的气动弹性设计具有一定的参考意义。 展开更多
关键词 几何大变形 CR理论 切线质量矩阵 大柔性机翼 非线性颤振 太阳能无人机
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考虑几何非线性效应的大柔性太阳能无人机静气动弹性分析 被引量：12
2
作者 王伟 周洲 +1 位作者 祝小平 王睿 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期499-504,共6页
大柔性太阳能无人机在气动力的作用下产生较大的弯曲变形,引起气动载荷的重新分布及作用方向的改变,线性理论难以获得足够的精度。基于共旋转有限元理论,推导了几何非线性空间梁单元的切线刚度矩阵和内力求解格式,几何精确的描述了无人... 大柔性太阳能无人机在气动力的作用下产生较大的弯曲变形,引起气动载荷的重新分布及作用方向的改变,线性理论难以获得足够的精度。基于共旋转有限元理论,推导了几何非线性空间梁单元的切线刚度矩阵和内力求解格式,几何精确的描述了无人机机翼结构的几何非线性弹性变形;编写了空间共旋坐标有限元求解代码,利用计算流体力学软件FLUENT计算气动力,构造了流固耦合求解器;研究了类"太阳神"布局太阳能无人机几何大变形下的静气动弹性响应问题。研究结果表明:无人机受载变形后导致升阻比降低,翼尖弯曲变形为展长的13%时,升阻比降低4.2%,滚转力矩导数增加了300%,偏航力矩导数增加了350%;几何非线性效应改善了气动载荷在展向的分布,有利于机翼结构设计。研究工作对大柔性太阳能无人机的设计具有一定的参考意义。 展开更多
关键词 几何非线性 CR理论 柔性结构 横航向稳定性 静气动弹性 太阳能无人机
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利用驱动机构实现输入整形方法对航天器姿态调整过程振动激励的抑制 被引量：1
3
作者 朱春艳 陈必发 +1 位作者 张美艳 唐国安 《载人航天》 CSCD 北大核心 2018年第4期488-493,共6页
针对空间站电池翼利用驱动机构实现姿态调整过程中的弹性振动问题,研究采用输入整形技术进行振动抑制。将实验舱本体已设定好的转动角速度视为牵连运动,将可操控的驱动机构转动角速度视为相对运动,两者合成的绝对运动角速度视为整形后... 针对空间站电池翼利用驱动机构实现姿态调整过程中的弹性振动问题,研究采用输入整形技术进行振动抑制。将实验舱本体已设定好的转动角速度视为牵连运动,将可操控的驱动机构转动角速度视为相对运动,两者合成的绝对运动角速度视为整形后的输入角速度,达到消除振动的目的。采用仿真计算和地面试验对方法进行了验证,结果表明,此方法可有效降低太阳翼调姿过程中的弹性振动。 展开更多
关键词 电池翼 输入整形 弹性振动 地面试验
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基于脉冲子结构的探测器结构动力学优化设计 被引量：1
4
作者 陈树霖 刘莉 +2 位作者 陈昭岳 岳振江 孙浩然 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第9期968-975,共8页
针对传统结构优化设计中,精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题,引入保精度、高效的脉冲子结构方法,提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程,并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析,获得了太阳翼结构设计参数,有效地提高了太... 针对传统结构优化设计中,精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题,引入保精度、高效的脉冲子结构方法,提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程,并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析,获得了太阳翼结构设计参数,有效地提高了太阳翼动力学特性指标,改善了月球探测器关键位置处的动力学环境。结果表明,脉冲子结构方法可以有效应用于航天器结构动力学优化设计,提高优化设计效率,所得优化结果对实际结构设计具有一定指导意义。 展开更多
关键词 脉冲子结构方法 结构动响应分析 月球探测器 太阳翼 动力学优化设计
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航天器太阳帆板展开过程的最优控制 被引量：16
5
作者 戈新生 刘延柱 《空间科学学报》 CAS CSCD 北大核心 1997年第4期360-366,共7页
本文讨论航天器太阳帆板展开过程中主体姿态的最优控制问题．利用多体动力学与最优控制理论建立数学模型，考虑系统的非完整约束特性，提出太阳帆板展开过程的最优控制算法．通过数值仿真，表明该方法对太阳帆板展开姿态控制的有效性．
关键词 多体动力学 姿态控制 太阳帆板 展开 航天器
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基于动态故障树的卫星电源系统可靠性分析 被引量：7
6
作者 张可 杨恒占 钱富才 《计算机与数字工程》 2016年第3期400-404,457,共6页
针对卫星电源系统的可靠性问题采用动态故障树建模,研究了动态故障树的综合分析方法。将动态故障树分解为静态子树和动态子树,并分别以二元决策图和马尔科夫方法进行分析,最后对静、动态子树的分析结果进行综合。对太阳电池翼-蓄电池组... 针对卫星电源系统的可靠性问题采用动态故障树建模,研究了动态故障树的综合分析方法。将动态故障树分解为静态子树和动态子树,并分别以二元决策图和马尔科夫方法进行分析,最后对静、动态子树的分析结果进行综合。对太阳电池翼-蓄电池组的光伏电源系统的应用证明了该方法的简便性和实用性,并将此方法与直接采用马尔科夫模型分析方法进行了比较。 展开更多
关键词 动态故障树 静态子树 动态子树 二元决策图 马尔科夫 太阳电池翼-蓄电池组
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小卫星太阳翼铰链对挠性动力学方程耦合系数的影响
7
作者 高鸽 刘雪峰 +1 位作者 魏峰 王天罡 《航天器工程》 CSCD 北大核心 2024年第2期33-40,共8页
针对小卫星太阳翼机械系统产品选型时,展开机构的铰链类型、铰链刚度对卫星挠性太阳翼系统动力学方程中耦合系数影响规律不明确的情况,文章首先建立带挠性太阳翼的振动方程,给出使用动力学方程中的参量计算附件平动、转动耦合系数的公式... 针对小卫星太阳翼机械系统产品选型时,展开机构的铰链类型、铰链刚度对卫星挠性太阳翼系统动力学方程中耦合系数影响规律不明确的情况,文章首先建立带挠性太阳翼的振动方程,给出使用动力学方程中的参量计算附件平动、转动耦合系数的公式;然后,基于小卫星常用的两种铰链类型以及铰链不同刚度,采用有限元法,对比相同卫星构型下铰链对太阳翼展开模态的影响;并获取相应的太阳翼振型、质量与质量元位置参数;最后,以某小卫星太阳翼为例,基于动力学方程中的耦合系数计算方法,采用输出参量与数据处理软件相结合方式,开展了不同铰链对耦合系数和铰链选型的影响分析。结果表明:文章分析的不同铰链、刚度的太阳翼结构参数以及耦合系数变化规律,对于铰链的设计和选型具有理论参考价值。 展开更多
关键词 卫星太阳翼 铰链 挠性附件 耦合系数 模态分析
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固定太阳翼展开后外弯基频的工程计算 被引量：6
8
作者 张永 彭向中 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期50-54,共5页
太阳翼是航天器电源分系统的重要组成部分。以刚性基板的固定太阳翼为研究对象,针对航天器总体方案设计阶段的特点,基于"动-势能驻值原理",将固定太阳翼等效简化为附集中质量的悬臂梁,并由此推导出固定太阳翼外弯模态基频的... 太阳翼是航天器电源分系统的重要组成部分。以刚性基板的固定太阳翼为研究对象,针对航天器总体方案设计阶段的特点,基于"动-势能驻值原理",将固定太阳翼等效简化为附集中质量的悬臂梁,并由此推导出固定太阳翼外弯模态基频的近似解析解,提出了展开后固定太阳翼外弯模态基频的工程近似方法,为今后航天器总体设计人员提供了简单、可靠的分析方法。 展开更多
关键词 航天器总体设计 固定太阳翼 外弯模态基频 工程近似方法
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空间站柔性太阳电池翼对日跟踪控制 被引量：4
9
作者 赵真 王碧 +1 位作者 钱志源 陈国平 《上海航天（中英文）》 CSCD 2021年第5期31-40,共10页
空间站柔性太阳电池翼高稳定对日跟踪驱动控制,对于保障空间站长期在轨能源安全和平稳运行具有重要意义。在推导柔性太阳电池翼动力学模型、柔性体模态分析和截断、Alpha对日定向装置机电系统模型、非线性传动系统模型的基础上,对空间... 空间站柔性太阳电池翼高稳定对日跟踪驱动控制,对于保障空间站长期在轨能源安全和平稳运行具有重要意义。在推导柔性太阳电池翼动力学模型、柔性体模态分析和截断、Alpha对日定向装置机电系统模型、非线性传动系统模型的基础上,对空间站柔性太阳电池翼对日跟踪控制系统进行设计。采用Heaviside五次样条变速规划、位置和速度两级闭环、速度环陷阱滤波器柔性振动抑制的组合方案,实现空间站柔性太阳电池翼高稳定驱动控制。通过对典型工况的仿真校核,验证所设计的控制方案可实现跟踪精度优于0.3°、速度偏差±0.005(°)/s、稳定度优于7%@0.065(°)/s的性能指标。同时,Alpha对日定向装置的启动和变速过程中驱动力矩不大于30N·m,稳速运行期间驱动力矩不大于5N·m。各项性能指标要好于国际空间站Alpha对日定向装置,满足使用要求。 展开更多
关键词 空间站柔性太阳电池翼 对日跟踪控制 伺服控制 振动抑制
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含间隙铰可展太阳翼末端重复展开精度分析 被引量：4
10
作者 邱雪松 李卓 +1 位作者 商阔 乔国勇 《哈尔滨工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期68-74,共7页
为提高太阳帆板重复展开定位精度,研制了太阳帆板重复可展机构.可展机构采用绳系内错式传动原理实现二级帆板的同步重复展开功能,采用水平和铅垂两种布置方式适应太阳帆板的不同展开工况.基于工程实际,引入铰链间隙以及帆板柔性两因素,... 为提高太阳帆板重复展开定位精度,研制了太阳帆板重复可展机构.可展机构采用绳系内错式传动原理实现二级帆板的同步重复展开功能,采用水平和铅垂两种布置方式适应太阳帆板的不同展开工况.基于工程实际,引入铰链间隙以及帆板柔性两因素,建立可展太阳帆板的动力学模型,并进行仿真及数值分析.分析结果表明:太阳帆板末端位姿精度随铰链间隙的增大而降低,而柔性则直接导致太阳翼展开时产生误差,但二者耦合作用时,能够补偿间隙对帆板重复展开末端位姿精度的影响.利用研制的可展机构样机对太阳翼展开性能、重复展开定位精度进行实验测试,实验结果验证了合理设计铰链关节间隙,利用帆板柔性与铰链间隙的耦合作用可补偿帆板重复展开末端位姿误差;在许可误差范围内,合理地匹配两因素,可使铰链间隙值具有较大的可取范围,对提高机构的定位精度有益. 展开更多
关键词 重复可展太阳翼 含间隙铰 低重力实验 动态特性 末端姿态分析
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