發(fā)布時(shí)間：2017-12-01 14:10

  本文關(guān)鍵詞：太陽(yáng)陣展開動(dòng)力學(xué)與控制研究

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【摘要】：隨著空間科學(xué)技術(shù)的發(fā)展,航天器的空間活動(dòng)和在軌任務(wù)日趨多樣化,航天器的部件結(jié)構(gòu)也變得愈來愈復(fù)雜。考慮到航天器的重量、有效載荷和發(fā)射成本等因素,輕質(zhì)和柔性附件在航天器工程中大量被使用,構(gòu)成了當(dāng)今所謂的柔性多體動(dòng)力學(xué)系統(tǒng),柔性效應(yīng)在系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模中已經(jīng)成為不可忽略的關(guān)鍵問題。另一方面,現(xiàn)代航天器系統(tǒng)對(duì)空間定位、操作精度等提出了更高的要求,航天器上各個(gè)展開機(jī)構(gòu)之間的鉸鏈不可避免地存在著摩擦、間隙等非光滑因素,這些因素會(huì)對(duì)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性造成重要的影響,目前關(guān)于這些問題的研究也是航天器科學(xué)與力學(xué)領(lǐng)域中的熱點(diǎn)與難點(diǎn)問題之一。太陽(yáng)陣是航天器的至關(guān)重要的部件,它為航天器的在軌工作提供電力。現(xiàn)代航天器空間任務(wù)的日益復(fù)雜化和多元化要求太陽(yáng)陣的尺寸足夠大、且質(zhì)量應(yīng)較輕,因此航天器上大多帶有大型柔性太陽(yáng)陣,其柔性特征須在系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模中予以重點(diǎn)考慮�？紤]到運(yùn)載工具自身裝載空間的限制以及在發(fā)射過程中運(yùn)載工具會(huì)承受較大的環(huán)境負(fù)荷,太陽(yáng)陣在航天器的發(fā)射階段通常處于收攏狀態(tài),當(dāng)航天器入軌后太陽(yáng)陣的壓緊機(jī)構(gòu)釋放,以實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)陣各基板的展開與鎖定。太陽(yáng)陣的展開和鎖定過程會(huì)發(fā)生復(fù)雜的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)行為,太陽(yáng)陣的展開會(huì)對(duì)航天器本體造成沖擊,引起航天器本體的位形發(fā)生變化,而航天器本體的位形變化反過來也會(huì)影響太陽(yáng)陣的展開動(dòng)力學(xué)特性。因此,開展太陽(yáng)陣展開動(dòng)力學(xué)與控制問題的研究具有重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。本學(xué)位論文在國(guó)家自然科學(xué)基金(11132001,11272202)、航空科學(xué)基金(20120157002)和上海市教委科研重點(diǎn)項(xiàng)目(14ZZ021)的資助下,開展了航天器太陽(yáng)陣的展開動(dòng)力學(xué)與控制問題的研究,主要研究?jī)?nèi)容和成果總結(jié)如下:(1)開展了太陽(yáng)陣的多剛體系統(tǒng)展開動(dòng)力學(xué)與控制問題的研究。首先,給出剛性太陽(yáng)陣系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)描述并建立系統(tǒng)各機(jī)構(gòu)的等效物理、數(shù)學(xué)模型;然后,采用獨(dú)立的廣義坐標(biāo)即鉸坐標(biāo)詳細(xì)推導(dǎo)了太陽(yáng)陣多剛體系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程;進(jìn)而,采用常規(guī)PD控制方法和模糊自適應(yīng)PD控制方法對(duì)航天器姿態(tài)的主動(dòng)控制問題進(jìn)行了研究;最后,開展數(shù)值仿真研究,驗(yàn)證本文理論的有效性。數(shù)值仿真結(jié)果顯示,本論文所建立的多剛體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型能夠有效地描述剛性太陽(yáng)陣的展開動(dòng)力學(xué)過程,模糊自適應(yīng)PD控制比常規(guī)PD控制方法具有更好的控制效果。(2)開展了太陽(yáng)陣的多柔體系統(tǒng)展開動(dòng)力學(xué)與控制問題的研究。首先,給出太陽(yáng)陣的柔性基板的等效計(jì)算方法,并采用有限元理論建立太陽(yáng)陣各柔性等效基板的離散化有限元模型,以提取柔性體的模態(tài)信息;然后,采用獨(dú)立的廣義坐標(biāo)即鉸坐標(biāo)和柔性基板模態(tài)坐標(biāo)的混合形式詳細(xì)推導(dǎo)了柔性太陽(yáng)陣多體系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程;進(jìn)而,研究了航天器姿態(tài)控制的常規(guī)PD控制方法和模糊自適應(yīng)PD控制方法;最后,通過數(shù)值仿真對(duì)本文所給方法的有效性進(jìn)行了驗(yàn)證。數(shù)值仿真結(jié)果顯示,本論文所建立的多柔體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型能夠有效地預(yù)測(cè)柔性太陽(yáng)陣的展開時(shí)間歷程和航天器姿態(tài)響應(yīng),帆板的柔性效應(yīng)對(duì)太陽(yáng)陣展開動(dòng)力學(xué)有一定的影響,模糊自適應(yīng)PD控制比常規(guī)PD控制方法具有更好的控制效果。(3)開展了考慮鉸摩擦的太陽(yáng)陣展開動(dòng)力學(xué)問題的研究。首先,給出了工程中常用摩擦模型建模方法的闡述;然后,基于虛功率原理并且分別采用拉格朗日乘子法和牛頓-歐拉單向遞推法推導(dǎo)了鉸摩擦對(duì)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程的貢獻(xiàn),同時(shí)分別基于LuGre摩擦模型和3D鬃毛摩擦模型建立起了封閉的多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程;最后,通過數(shù)值仿真研究了鉸摩擦對(duì)太陽(yáng)陣多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性的影響。仿真結(jié)果表明,鉸間摩擦?xí)䦟?duì)太陽(yáng)陣的展開動(dòng)力學(xué)和航天器的姿態(tài)造成影響。
【學(xué)位授予單位】：上海交通大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V414;V442

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：1241357