本文關(guān)鍵詞：太陽陣展開動力學與控制研究

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【摘要】：隨著空間科學技術(shù)的發(fā)展,航天器的空間活動和在軌任務日趨多樣化,航天器的部件結(jié)構(gòu)也變得愈來愈復雜�？紤]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)成了當今所謂的柔性多體動力學系統(tǒng),柔性效應在系統(tǒng)動力學建模中已經(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)對空間定位、操作精度等提出了更高的要求,航天器上各個展開機構(gòu)之間的鉸鏈不可避免地存在著摩擦、間隙等非光滑因素,這些因素會對系統(tǒng)的動力學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與力學領(lǐng)域中的熱點與難點問題之一。太陽陣是航天器的至關(guān)重要的部件,它為航天器的在軌工作提供電力�，F(xiàn)代航天器空間任務的日益復雜化和多元化要求太陽陣的尺寸足夠大、且質(zhì)量應較輕,因此航天器上大多帶有大型柔性太陽陣,其柔性特征須在系統(tǒng)動力學建模中予以重點考慮�？紤]到運載工具自身裝載空間的限制以及在發(fā)射過程中運載工具會承受較大的環(huán)境負荷,太陽陣在航天器的發(fā)射階段通常處于收攏狀態(tài),當航天器入軌后太陽陣的壓緊機構(gòu)釋放,以實現(xiàn)太陽陣各基板的展開與鎖定。太陽陣的展開和鎖定過程會發(fā)生復雜的剛?cè)狁詈蟿恿W行為,太陽陣的展開會對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影響太陽陣的展開動力學特性。因此,開展太陽陣展開動力學與控制問題的研究具有重要的理論意義和工程應用價值。本學位論文在國家自然科學基金(11132001,11272202)、航空科學基金(20120157002)和上海市教委科研重點項目(14ZZ021)的資助下,開展了航天器太陽陣的展開動力學與控制問題的研究,主要研究內(nèi)容和成果總結(jié)如下:(1)開展了太陽陣的多剛體系統(tǒng)展開動力學與控制問題的研究。首先,給出剛性太陽陣系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)描述并建立系統(tǒng)各機構(gòu)的等效物理、數(shù)學模型;然后,采用獨立的廣義坐標即鉸坐標詳細推導了太陽陣多剛體系統(tǒng)的動力學方程;進而,采用常規(guī)PD控制方法和模糊自適應PD控制方法對航天器姿態(tài)的主動控制問題進行了研究;最后,開展數(shù)值仿真研究,驗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)動力學模型能夠有效地描述剛性太陽陣的展開動力學過程,模糊自適應PD控制比常規(guī)PD控制方法具有更好的控制效果。(2)開展了太陽陣的多柔體系統(tǒng)展開動力學與控制問題的研究。首先,給出太陽陣的柔性基板的等效計算方法,并采用有限元理論建立太陽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,采用獨立的廣義坐標即鉸坐標和柔性基板模態(tài)坐標的混合形式詳細推導了柔性太陽陣多體系統(tǒng)的動力學方程;進而,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PD控制方法;最后,通過數(shù)值仿真對本文所給方法的有效性進行了驗證。數(shù)值仿真結(jié)果顯示,本論文所建立的多柔體系統(tǒng)動力學模型能夠有效地預測柔性太陽陣的展開時間歷程和航天器姿態(tài)響應,帆板的柔性效應對太陽陣展開動力學有一定的影響,模糊自適應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陣展開動力學問題的研究。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了鉸摩擦對系統(tǒng)動力學方程的貢獻,同時分別基于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)動力學方程;最后,通過數(shù)值仿真研究了鉸摩擦對太陽陣多體系統(tǒng)動力學特性的影響。仿真結(jié)果表明,鉸間摩擦會對太陽陣的展開動力學和航天器的姿態(tài)造成影響。
【學位授予單位】：上海交通大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：V414;V442

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本文編號：1241357