（飞行器设计专业论文）航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究.pdf

航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 摘要 本论文首先综合评述了航天器展开机构发展现状与虚拟样机技术的应用和发 展，阐述了课题背景。本论文以硬x 射线调制望远镜( h a r dx r a y sm o d u l a t i o n t e l e s c o p e ，简称h x m t ) 天文卫星太阳帆板展开机构和双星伸杆机构为研究对象， 建立了h x m t 天文卫星帆板展开机构和双星伸杆机构的虚拟样机系统模型，对其 展开过程进行了动力学仿真。主要完成工作内容如下： 分别对h x m t 天文卫星太阳帆板展开机构和双星伸杆机构进行了三维建模与 机构分析。采用三维建模软件u g 对太阳帆板展开机构和双星伸杆机构进行各个 零件的建模与装配。利用a d a m s 软件与u g 软件的接口，把装配好的三维模型导 入到a d a m s 当中，进行定义刚体，添加约束，施加力和力矩等工作，建立h x m t 天文卫星太阳帆板展开机构和双星伸杆机构的虚拟样机机械系统模型。 运用a d a m s 软件对h x m t 天文卫星太阳帆板展开机构和双星伸杆机构展开 过程进行1 厂动力学仿真分析。 本论文在综合前人虚拟样机技术研究工作的基础上，主要创新点在于： 1 综合应用了c a d 三维设计软件、有限元分析软件和多体动力学软件，联通 了三大主流软件的接口。在航天器展开机构设计研制中，尝试实践了机构 设计和结构设计统一协调进行的方法。 2 在航天器展开机构展开动力学仿真中，首次考虑了帆板的结构动力学特性。 实现了含有柔性部件太阳帆板展开机构的展开过程动力学仿真。 3 在航天器展开机构展开仿真中，首次应用了接触力函数来模拟碰撞的过程。 在展开中的碰撞过程仿真方面做了有意义的尝试和探索。 关键词航天器，展开机构，虚拟样机，动力学仿真，a d a m s 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 t h es t u d yo fv i r t u a lp r o t o t y p et e c h n o l o g yo nd y n a m i c s s i m u l a t i o no fs p a c e c r a f td e p l o y a b l em a c h a n i s m m ay i ( s p a c e c r a f td e s i g n ) d i r e c t e db yw a n gs h e n g a b s t r a c t i nt h i sp a p e rt h ed e v e l o p m e n ta n dt h ea p p l i c a t i o no fv i r t u a lp r o t o t y p et e c h n o l o g y a n ds p a c e c r a f td e p l o y a b l em e c h a n i s mi sc o m m e n t e d ，e l a b o r a t i n gt h eb a c k g r o u n do f t h i sp a p e r t h i sp a p e r ss a m p l ei st h es o l a rp a n e ls y s t e mo fh a r dx 1 r a y sm o d u l a t i o n t e l e s c o p e ( h x m t ) s a t e l l i t ea n d t h ed e p l o y a b l eb o o ms y s t e m ( d b s ) o fg e o s p a c e d o u b l es t a re x p l o r a t i o np r o j e c t ( d s p ) t h ev i r t u a lp r o t o t y p es y s t e m a t i cm o d e l so f t h es o l a rp a n e l so fh x m ta n dt h ed e p l o y a b l eb o o m so fd s pw e r ee s t a b l i s h e d t h e a c c o m p l i s h m e n ti sa sf o l l o w e d ： t h et h r e e d i m e n s i o n a lm o d e l so ft h es o l a rp a n e l so fh x m ta n dt h ed e p l o y a b l e b o o m so fd s pa r eb u i l t t h ep a r t sw e r eb u i l ta n da s s e m b l e du s i n gt h r e e - d i m e n s i o n a l m o d e l i n gs o f t w a r e - u g t h e nt h r o u g ht h ei n t e r f a c eb e t w e e nu ga n da d a m s ，t h e a s s e m b l e dm o d e l sw e r ee x p o r t e dt oa d a m s ，d e f i n e d p a r t s ，a d d e dc o n s t r a i n t se t c ， f o r m i n gt h ev i r t u a lp r o t o t y p e so ft h es o l a rp a n e l so fh x m t a n dt h ed e p l o y a b l eb o o m s o f d s p u s i n gt h es o f t w a r ea d a m s ，t h ed e p l o y i n gp r o c e s so ft h es o l a rp a n e l so fh x m t a n dt h ed e p l o y a b l eb o o m so fd s pi si n v e s t i g a t e d b a s e do nac o m p r e h e n s i v es u r v e yo fp r e v i o u sr e s e a r c hw o r ko nv i r t u a lp r o t o t y p e ， t h ei n n o v a t i v ep o i n t si nt h i st h e s i sa r ea sf o l l o w s ： 1 i n t e g r a t i n gt h ea p p l i c a t i o no fc a ds o f t w a r e ，f i n i t ee l e m e n t sa n a l y s i ss o f t w a r e a n dm u l t i b o d yd y n a m i c ss o f t w a r e ；u t i l i z i n g am e t h o dt o c o m b i n i n g m e c h a n i s md e s i g na n ds t r u c t u r ed e s i g n 2 f o rt h ed y n a m i c ss i m u l a t i o no fs p a c e c r a f td e p l o y a b l em e c h a n i s m ，t h ep a n e l s t r u c t u r ed y n a m i cc h a r a c t e r i s t i ci sf i r s t l yc o n s i d e r e d t h ed e p l o y i n gp r o c e s s o fs o l a rp a n e li n c l u d i n gf l e x i b l ep a r t si ss i m u l a t e d j ； 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 3 f o rt h es i m u l a t i o no fs p a c e c r a f td e p l o y a b l em e c h a n i s m ，c o n t a c tf u n c t i o ni s f i r s t l yu t i l i z e dt os i m u l a t et h ei m p a c t i n gp r o c e s s t h ed e t a i l w o r ko nt h e i m p a c t i n gp r o c e s s i sa t t e m p t e da n de x p l o r e d k e y w o r d ：s p a c e c r a f t ，d e p l o y a b l em e c h a n i s m ，v i r t u a lp r o t o t y p e ，d y n a m i c s s i m u l a t i o n ，a d a m s 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 图目录 图2 - 1 1 、i i x m t 卫星布局图6 图2 3 1 、h x m t 卫星及帆板展开示意图一8 图3 - 1 1 、伸杆星上安装示意图1 1 图3 2 1 、磁强计伸杆组件1 2 图3 2 2 、波探测器伸杆组件1 2 图5 - 1 1 、c c l 同步机构工作原理2 6 图5 1 2 、锁定机构原理2 7 图5 1 2 、锁定机构原理一2 7 图5 - 2 1 、单块太阳帆板第一阶模态2 8 图5 3 2 、支架与内板之间夹角变化图一2 9 图5 3 3 、内板与外板夹角变化图2 9 图5 3 _ 4 、内外板展开不同步量3 0 图5 3 5 、内外帆板间联动机构同步力矩3 0 圈5 3 6 、支架与卫星本体问锁紧力矩3 0 图5 3 7 、支架与内板问锁紧力矩3 0 图5 - 3 8 、内板与外板间锁紧力矩3 0 图6 - 1 - 1 、a d a m s 中伸杆锁定时模型3 4 图6 - 1 2 、a d a m s 中伸杆展开后模型3 4 图6 - 1 3 、碰撞力设置对话框3 5 图6 - 1 4 、k e l v i n v o i g t 碰撞模型原理图3 6 图6 - 2 1 、卫星本体角速度变化3 8 图6 2 2 、磁强计外杆与内杆角度变化3 8 图6 - 2 3 、磁强计外杆与内杆角速度变化3 8 图6 2 4 、波探测器外杆与内杆角度变化3 8 图6 2 5 图6 2 6 图6 - 2 7 波探测器外杆与内杆角速度变化 磁强计内杆与底座同定端角度变化 磁强计内杆与底座固定端角速度变化 i i i 3 8 3 8 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 图6 - 2 8 、波探测器内杆与底座同定端角度变化 图6 - 2 9 、波探测器内杆与底座固定端角速度变化 图6 - 2 ，1 0 、磁强计外杆与内杆之间碰撞力。 图6 - 2 1 1 、波探测器外杆与内杆之间碰撞力 图6 - 2 1 2 、磁强计内杆与底座固定端之间碰撞力 图6 1 3 、波探测器内杆与底座固定端之间碰撞力 图6 - 2 - 1 4 、波探测器外杆与内杆之间锁紧力 图6 - 2 1 5 、磁强计外杆与内杆之间锁紧力 图6 - 2 1 6 、磁强计内杆与底座固定端之问锁紧力 图6 - 2 1 7 、碰撞力设置对话框 弼 勰 勰 鲫 竹 鲫 曲 鲫 曲 曲 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 表2 - 1 表4 1 表5 1 表5 2 表5 - 3 表5 _ 4 表6 - l 表6 - 2 表目录 卫星和帆板部件质量特性参数 惯性时不变矩阵 扭簧刚度及其预紧角 扭簧阻尼系数 铰链的摩擦力矩 太阳帆板前六阶模态 伸杆模型各个部件的质量属性 伸杆展开时间分析结果与试验结果比较一 幻 巧 笱 撕 勰 舛 蚰 独创性声明 y g o o g e g 本人声明所呈交的论文是我个人在导师指导f 进行的研究l 作及珥义得的研 究成果。尽我所知，除了文r p 特别加以标注和致嘞的地方外，论文中不乜含任何 其他人已发表或撰写过的材料，也不包含为获得其它教育机构的别种学位或小 两大量使用过的利料。与我一同工作的人对本研究所做的任何贡献已仵论文l i 作 j 叫确的说明并表示谢意。 签名：堡边 ： 期 关于论文使用授权的说明 驴96 。s 。f 气 本人完全了解培养单位有关保留、使用学位论文的规定，即：培养单位有权 保留送交论文的复印件，允许论史被佥阅和借划；培养单位可以公们论文的伞洲 或部分内容，可以采用影印、缩印或其他复制手段保存论文。 鹦：墨逸见证 同期：2 口p 占。易。了 第一章绪论 第一章绪论 1 1 航天器展开机构概述 航天器展开机构包括各种太阳能帆板、天线阵列、探测伸杆机构、以及各种 特定要求的桁架梁系支撑结构。 航天器上载荷的不断增多，消耗的电能也随之增加，以往的在航天器表面粘 贴太阳能电池片已经不能满足需要，这样太阳能电池帆板应运而生。太阳能帆板 不仅发电效率高，寿命陈而且能更好的控制，如通过1 9 凡板转轴，调整帆板与太阳 的夹角，以达到最好的发电效率。 航天器与地面通讯量的增大推动了大型复杂天线的发展。 考虑到运载工具空间的限制和在发射过程中要承受较大的过载，在发射阶段 航天器的展开机构一般呈收拢状态，直到航天器与运载工具分离并进入自由飞行 轨道后方可解锁展开。 根据空间可展机构展开的力学状态，展开运动可分为主动态和被动态两种状 态。主动态是指可展机构在马达或弹簧的作用下展开；被动态是指可展机构藉助 航天器的的自旋实现展开。目前对主动态的空间可展机构的展开运动研究较多， 而对被动态展开运动的研究文献比较少。被动态使用较少，并且运动状态有很大 的不可控性，增加了其研究的复杂性。另外根据可展机构展开时的控制状态，展 开运动又可分为强控制的与弱控制的两种状态。强控制是指展开的每一个状态都 处于控制系统的控制之中；弱控制是指展开运动过程没有或者只有几个关键状态 处于控制之中。 空间可展机构还可分为刚性机构、柔性机构等。对刚性机构的研究已经比较 成熟，对柔性机构的研究更越来越受到人们的关注。 通过展开机构从收拢状态到最终展开状态的运动过程分析，可以预计整个展 开时间，以确定是否满足航天器总体设计要求；可以预计展开终了的展开速度， 以确定相应的冲击载荷是否超过允许值；可以预计展开过程中展开角与时间的相 应关系，以与地面展开试验作比较。展开机构地面展开试验可以对卫星帆板的展 开功能，如压紧、释放、展开、锁定等机构的功能进行考察。但由于不可避免地 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 要引入一些环境因素，如空气阻力、重力及相应产生的摩擦力等，因而展开运动 在轨道上的正确的参数值( 速度、时间等) 在地面展开试验中无法给出，而只能 依靠分析计算得到。由此可见对航天器展开机构进行在轨展开运动分析有很重要 的意义。 1 2 虚拟样机技术 机械系统虚拟样机技术，是指在机械系统的设计开发过程中，综合应用相关 的先进技术手段，在计算机上建造出机械产品的模型，并利用计算机对该机械系 统整体在投入运行后的工作情况进行分析研究的一种高新技术手段。 随着近代科学技术的发展，工程设计的理论、方法和手段都发生了很大变化。 特另u 是近3 0 年来，工程设计手段的先进与否、数字化程度( 以c a d 技术和f e a 技术为典范) 的高低，在很大程度上决定了产品设计开发的周期、质量和成本。 c a d 技术是计算机应用与工程设计中最早和最成功的典范。它的出现和广泛使 用，从设计方法上改变了传统的以经验为主的设计方法。有限元分析( f e a ) 技 术在工程设计过程中的应用，再次极大地改进了产品的设计手段。它可以帮助设 计人员分析机械系统零部件的结构强度、刚度。以及热特性和动态特性，不但进 一- 步推动了c a d 技术在各行业的应用，而且解决了许多以前难以处理的工程问 题。 但是，随着科学技术的发展，人们逐渐认识到这样一个事实：即使机械系统 中的每个零部件都是经过优化的，也不能保证整个系统的性能是良好的，即系统 级的优化绝不是系统中各部件优化的简单叠加。机械系统虚拟样机技术作为又一 种应用于机械系统设计过程中的高新技术手段，是现阶段解决这类问题的最有效 的技术方案。 目前，多数公司和研究机构都采用常规的设计方法，即首先进行4 i 同的方案 设计，并绘制出工程图纸；然后在经过较长时间的基于经验的方案论证后，选出 较合适的方案并试制出物理样机；此后进行试验设计，并对物理样机在多种工况 下进行测试。当发现结构或性能方面有缺陷时，就修改设计方案及工程图纸，然 后再次制造物理样机并对其进行测试。不难看出这种传统的由上而下的物理样机 制造试验方法大大增加了新产品开发的周期和成本，而且很难获得真正的优化方 第一章绪论 案；而机械系统虚拟样机技术则可直接利用c a d 软件所提供的各零部件的物理 信息( 如质量、质心位置、对于任意参考坐标系的惯量等) 及其几何信息，在计 算机上对机械系统进行虚拟装配( 定义零部件间的联接关系及其作用力、运动激 励等) ，从而获得虚拟样机，并对其进行运动学和动力学仿真分析。这可使设计 人员在各种虚拟环境中真实地模拟机械系统的工作情况，快速分析多种设计方 案；可以帮助设计人员完成无数次物理样机无法进行的仿真试验，直至获得系统 级的优化设计方案。此外，它还是分析对于物理样机来说是极其危险的工况的最 佳手段，如越野车辆的抗翻倾试验、飞机乘员的安全性试验等。机械系统虚拟样 机技术不但可用于系统方案的论证及评估，而且可用于产品的概念设计阶段、设 计细化阶段、试验规划阶段以及工作状态再现等的过程。虚拟样机技术作为进行 样机设计、仿真研究复杂机械系统动力学问题的有效手段，不但可以帮助产品制 造商摆脱对于物理样机的过度依赖，而且可以缩短产品的设计开发周期，降低成 本，提高质量，进而突破制约产品设计水平提高的“瓶颈”。 虚拟样机技术的优势主要体现在： 1 ) 成本低，速度快，节省了制造物理样机的昂贵费用。并且，在计算机上建 立虚拟样机的时间远远小于物理样机的制作h 寸间。 2 ) 有利于设计优化，虚拟样机易于修改，可以利用虚拟样机对各种设计方案 进行综合比较，并选出最优设计。 3 ) 可有效支持并行设计，可以方便地实现上下游并行设计和多专家协同设计。 4 ) 有利于实现虚拟制造，虚拟原型数据可直接用于虚拟制造。 虚拟样机技术于九十年代初开始发展，其研究和应用迅速得到许多研究机构 及软件供应商的重视。目前，国外虚拟样机相关技术的软件化过程已经完成，较 有影响的有美国m s c 公司的a d a m s ，德国航天局的s i m p a c k ，其它还有 i d e a s ，a n s y s 等等。 虚拟样机技术在一些较发达国家，如美国，德国，日本等已得到广泛的应用， 应用领域从汽车制造业，工程机械，航空航天业，造船业，机械电子工业，国防 工业，通用机械到人机工程学，生物力学，医学以及工程咨询等很多方面。 目前，虚拟样机技术己在我国得到了应用与推广，主要在汽车、航天航空、 武器制造、机械工程等等。但是从目前我国的情况来看，虚拟样机技术主要在汽 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 车制造业和武器装备制造业中应用较为广泛，但是也只停留在初步应用阶段。在 其他的行业应用较少，主要是在专业研究机构和高校研究机构中应用。我国对于 虚拟样机技术的应用领域和技术水平还很低，还有很大的提升空间。 1 3 本论文研究的内容 如前文所述，航天器展开机构因为造价昂贵，不可能进行多次的物理样机的 试验，而且地面展开试验因为重力和空气阻力等原因，无法得到在轨的一些系统 参数( 速度、时间等) 。 将虚拟样机技术应用于航天器展开机构的设计和制造，将可使设计人员在各 种虚拟环境中真实地模拟航天器展开机构工作情况，快速分析多种设计方案：可 以帮助设计人员完成无数次物理样机无法进行的仿真试验，直至获得系统级的优 化设计方案。虚拟样机技术作为进行样机设计、仿真研究复杂机械系统动力学问 题的有效手段，不但可以帮助设计部门摆脱对于物理样机的过度依赖，而且可以 大大简化机械系统的设计分析过程，大幅度缩短试验研究周期，大量减少研究开 发费用和成本，明显提高产品质量，提高产品的系统级性能，获得最优化和创新 的设计产品，并且有足够的分析精度。 因此本论文将虚拟样机技术应用于航天器展开机构，选用h x m t 天文卫星太 阳帆板和双星伸杆机构作为分析研究的对象。本论文以其作为物理原型，综合应 用c a d 三维设计软件、有限元分析软件和多体动力学软件，建立虚拟样机模型， 进行运动学和动力学的仿真分析。从本论文的结果可以看出，a d a m s 虚拟样机 技术为航天器展开机构的设计和进一步优化设计提供了参考，这种技术的进一步 完善可对航天器展开机构的设计产生很大帮助。 在国内，前人开始尝试将虚拟样机技术应用到航天器展开机构的设计分析中， 但大多只是部分应用了虚拟样机技术：文献( 1 5 ) 考虑的是单边太阳帆扳，对联 动机构讨论的不够细致；文献( 2 2 ) 对太阳帆板联动机构和锁定机构讨论的比较 细致，但只讨论了刚性帆板。 本论文在综合前人虚拟样机技术研究工作的基础上，主要创新点在于： 1 综合应用了c a d 三维设计软件、有限元分析软件和多体动力学软件，在 航天器展开机构设计研制中，联通了三大主流软件的接口。在航天器展开 机构设计研制中，尝试实践了机构设计和结构设计统一协调进行的方法。 4 第一章绪论 2 在航天器展开机构展丌动力学仿真中，首次考虑了帆板的结构动力学特性。 运用有限元分析软件，通过模态中性文件将太阳帆板作为柔性体引入虚拟 样机模型，实现了含有柔性部件太阳帆板展开机构的展开过程动力学仿 真。 3 在航天器展开机构展开仿真中，首次应用了接触力函数来模拟碰撞的过程。 在展开动力学仿真中的碰撞过程细化方面做了有意义的尝试和探索。 具体的研究内容如下： ( 1 ) 综述了航天器展开机构发展现状及虚拟样机技术的应用与发展，阐述 了课题背景，简介了本课题研究的意义。 ( 2 ) 利用u g 的三维建模功能给太阳帆板和双星伸杆机构进行三维建模。 ( 3 ) 通 过p a r a s o l i d 格式，把三维模型导入至i j a d a m s 当中，定义刚体，添加 约束，施加力和力矩等，形成航天器展开机构虚拟样机的机械系统模型。 ( 4 ) 应用a d a m s 软件对h x m t 卫星太阳帆板展开机构和双星伸杆机构展开 过程进行运动学和动力学分析。 ( 5 ) 通过模态中性文件( m n f ) 将太阳帆板作为柔性体导入到a d a m s 中， 进行柔性帆板展开过程动力学仿真，并且将刚性帆板和柔性帆板的仿真结果进行 了比较。 ( 6 ) 应用碰撞力函数来仿真伸杆展开过程中的碰撞过程，进行了有意义的尝 试。 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 第二章h x m t 卫星帆板的机械结构和三维模型 2 1h x m t 卫星及帆板结构 硬x 刺线调制望远镜h x m t ( h a r d x - r a y s m o d u l a t i o n t e l e s c o p e ，简称h x m t ) 的研制属于国家重点基础研究发展规划( 9 7 3 ) 项目，命名为天体高能辐射的 空间观测与研究。h x m t 卫星外形为正八棱柱形状，卫星本体尺寸、结构和设 备布局如图2 i 1 所示。 ( a ) 甲星发射时状态( b ) 帆板展开时状态 ，j 。 豢 ( c ) 卫星侧视图 t d ) 卫星俯视图 罔2 卜1h x m t 卫星布局罔 卫星两侧安装有太阳能帆板，每侧帆板由两块电池板和一个三角支架组成。 第二章h x m t 卫星帆板的机械结构和三维模型 中间由扭簧铰链相联。我们在u g 软件环境下建立了整星与帆板的三维模型，为 在a d a m s 环境下进行仿真做好准备。 2 2 大型c a d 软件- - u g 简介 u g 软件是集c a d c a e c a m 一体化的三维参数化软件，是当今世界最先进 的计算机辅助设计、分析和制造软件之一，广泛应用于航空、航天、汽车、造船、 通用机械和电子等工业领域。 该软件不仅具有强大的实体造型、曲面造型、虚拟装配和产生：l ：程图等设计 功能；而且，在设计过程中可进行有限元分析、机构运动分析、动力学分析和仿 真模拟，提高设计的可靠性；同时，可用建立的三维模型直接生成数控代码，用 于产品的加工，其后处理程序支持多种类型数控机床。另外它所提供的二次开发 语言u g o p e ng r i p ，u g o p e na p i 简单易学，实现功能多，便于用户开发专用 c a d 系统。具体来说，该软件具有以下特点： 1 具有统一的数据库，真正实现了c a d ，c a e ，c a m 等各模块之间的无数据 交换的自由切换，可实施并行工程。 2 采用复合建模技术，可将实体建模、曲面建模、线框建模、显示几何建 模与参数化建模融为一体。 3 用基于特征( 如孔、凸台、型胶、槽沟、倒角等) 的建模和编辑方法作 为实体造型基础，形象直观，类似于工程师传统的设计办法，并能用参数驱动。 4 曲面设计采用非均匀有理b 样条作基础，可用多种方法生成复杂的曲面， 特别适合于汽车外形设计、汽轮机叶片设计等复杂曲面造型。 5 出图功能强，可十分方便地从三维实体模型直接生成二维工程图。能按 i s o 标准和国标标注尺寸、形位公差和汉字说明等。并能直接对实体做旋转剖、 阶梯剖和轴测图挖切生成各种剖视图，增强了绘制工程图的实用性。 6 以p a r a s o l i d 为实体建模的核心，实体造型功能处于领先地位。目前著名 c a d c a e c a m 软件均以此作为实体造型基础。 7 提供了界面良好的二次开发工具g r i p ( g r a p h i c a li n t e r a c t i v e p r o g r a m i n g ) 和u f u n c ( u s e r f u n c t i o n ) ，并能通过高级语言接口，使 u g 的图形功能与高级语言的计算功能紧密结合起来。 航天器展，f 机构虚拟样机动力学仿真研究 8 具有良好的用户介面，在u g 系统中，绝大多数功能都可通过图标实现； 进行对象操作时，具有自动推理功能；同时，在每个操作步骤中，都有相应的提 示信息，便于用户做出正确的选择。 2 3 卫星及帆板的三维模型 通过u g 软件建立h x m t 卫星本体和太阳帆板模型。在建模过程中，不追求 构件的细节，只关注模型的质量分布和尺寸，忽略掉安装孔、螺纹等。 卫星本体，各电池板和三角支架都是分别建模，在u g 中实现装配。各个模 型部件分别通过p a r a s o l i d 格式导入a d a m s 环境中。最后将u g 中卫星各个部 件的质量和绕三轴转动惯量的数值赋予到a d a m s 中对应的各个p a r t 上，以确 保计算的正确。 图2 3 1 为h x m t 卫星在a d a m s 中的三维模型( 为了更好的观察，取帆板 半展开时状态) 罔2 - 3 1h x m t 卫星及帆板展开- 表2 一l 为卫星本体和帆板各部件的质量参数( 均为u g 模型的计算值) 。 表2 1 卫星和帆板部件质量特性参数 卫星本体 支架 内板外板 质量( k g ) 1 1 4 7 2 2 5 3 05 7 7 4 95 7 7 4 9 ，。( k g m 2 ) 4 1 9 80 3 6 0 81 1 1 2 01 1 1 2 0 ，。( k g m 2 ) 2 6 5 5o 1 8 8 41 8 2 8 21 8 2 8 2 ，。( k g m 2 ) 2 5 2 9 o 1 7 2 80 7 1 6 2o 7 1 6 2 - ，。( k g m 2 ) o00o 第二章h x m t 卫星帆扳的机械结拇和三维模型 _ ，。( 妇一m 。) 0 4 9 2 2o00 - ，。( k g m 2 ) 1 0 9 10 oo 9 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 第三章双星伸杆总体布局和设计 3 1 双星计划和伸杆总体布局 “地球空问双星探测计划”( 简称双星计划) ( g e o s p a c ed o u b l es t a re x p l o r a t i o n p r o j e c t ，d s p ) 是1 9 9 7 年4 月由中科院空间中心刘振兴院士提出并得到欧洲科 学家积极响应的国际合作项目。敬星计划利用两颗卫星探测1 号( t c 1 ) 和探 测2 号( t c 一2 ) 对地球赤道区与极轨区的空间环境进行相互配合的星座式组合 探测。2 0 0 3 年1 2 月和2 0 0 4 年7 月份别成功地发射了两颗卫星。两颗卫星还与 欧空局c l u s t e ri i 的4 颗卫星相互配合第一次实现了6 点空间探测。双星计划 要求每颗卫星提供满足两个重要有效载荷磁通门磁强计、电磁波探测器探测要 求的两根伸杆。双星计划第一次实现了探测器探头的伸杆展开，虽然这次的伸杆 设备是我们与国外公司合作研制的，但是从伸杆的设计开始，直到实验监制、验 收和安装测试等都是以我为主进行的，可以充分学习，积累经验，为今后我们 自主研制伸杆设备打下了基础。 伸杆的设计主要是满足探测仪器的工作的定位要求。探测仪器中磁强计对空 间磁场进行探测，而卫星星体又带有一定的剩磁，因此，若星体剩磁不能消除或 者不能减小太多时，那么只有将探头送到星体外一定距离处以避免探测精度受星 体剩磁太大的影响。伸杆的底座选择安装在星体底板的边缘部分，以便获得较大 的伸展距离。伸杆展开后长度达到3 m 左右，两组伸杆的端部距离达到g m 左右 以满足探测仪器的工作要求，使得星体的设计得以简化，降低了星体减小剩磁的 难度。同时卫星绕自身回转轴做转速为1 5 r p m 左右的转动，于是端部的线速度可 达6 3 m s ，因此在伸杆保证探头的定位精度的情况下，探测的精度由数据采集系 统采用适当的采样率等手段来获得。 伸杆总体方案设计关系到整个卫星系统设计是否优化。第一，有效载荷探 头对卫星剩磁要求决定了对卫星剩磁设计在我国已有的卫星研制任务中从来没 有的高要求，而伸杆的长短对卫星总体剩磁的指标有着非常重要的影响；第 二，火箭整流罩空间和卫星发射以及地面整星试验，要求仲杆必须在发射入轨 前处于收拢状态，伸杆设计尽可能减小整星的轮廓尺寸；第三，伸杆布局和设 计对卫星结构设计和卫星在轨工作的稳定性有着重要影响。 第三章双星伸杆总体布局和设计 经过多方案的比较分析及与卫星总体的多次协调，最终确定了如图3 1 1 所 示的布局方案，两根伸杆对称安装在卫星底部的底板上，每根伸杆的两节呈直 角收拢，卫星入轨以后伸杆在卫星白旋产生的离心力作用下按顺序展开并锁 定。 图3 - 1 1 伸杆星e 安装示意图 3 2 伸杆结构 每颗卫星上需安装两根伸杆机构组件，即磁强计伸杆和波探测器伸杆，分别 安装磁强计和波探测器的探头。两根伸杆的组成说明如下。 3 2 1 磁强计伸杆的组成 磁强计伸杆由一个根部支座、一个内铰链、一节内伸杆、一个内锁紧支座、 一个外铰链、一节外伸杆、两个外锁紧支座和两个磁强计探头安装支架组成。如 图3 - 2 - 1 所示。两个磁强计探头安装在探头安装支架上，每个安装支架各装一 个探头。每个锁紧支座上，各安装一套解锁装置( 火工品) 。 3 2 2 波探测器伸杆的组成 波探测器伸杆由一个根部支座、一个内铰链、一节内伸杆、一个内锁紧支座、 一个外铰链、一节外伸杆、两个外锁紧支座和一个波探测器探头安装支架组成。 如图3 - 2 2 所示。波探测器探头安装在探头安装支架上。在每个锁紧支座上，各 安装一套解锁装置( 火工品) 。 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 图3 - 2 1 磁强计伸杆组件 图3 - 2 2 波探测器伸杆组件 3 3 伸杆展开过程 每根伸杆有二个锁紧支座，入轨后锁紧支座依次解锁，伸杆展开并锁定。2 根伸杆的6 个锁紧支座的解锁顺序为： l 、2 个外锁紧支座2 上的火工品起爆，2 个外锁紧支座2 上的压盖打开。 2 、2 个外锁紧支座1 上的火工品起爆，2 个外锁紧支座l 上的压盖打开，此 时2 根外节伸杆开始做展开运动直至外铰链锁定。 3 、2 个内锁紧支座上的火工品起爆，2 个内锁紧支座上的压盖打开。此时2 根伸杆的内、外节伸杆一起作展开运动，直至内铰链锁定。此为第二阶 段展开。 第四章多体系统动力学及a d a m s 软件介绍 第四章多体系统动力学及a d a m s 软件介绍 4 。1 多体系统动力学基本理论 虚拟样机软件m s c a d a m s 是基于多体系统动力学理论的，所以有必要对多 体系统动力学进行简要的介绍。 多体系统动力学，包括了多刚体系统动力学和多柔体系统动力学，是研究多 体系统运动规律的学科。这种多体系统一般由若干个柔体和( 或) 刚性物体相互连 接组成。 现代科学和工程技术提出了许多复杂系统的动力学问题，各种车辆、机械、 机器人、水下工作机、航天器等的研制都需要在制造样机以前对系统进行运动学 和动力学分析、结构参数的综合优化和全数字仿真，否则将可能失败，造成巨大 浪费。但是，对这类复杂系统的运动学和动力学分析与综合优化，存在不少困难， 例如：在运动学分析中遇到的是系统各部件的大位移运动和空间非线性关系，在 构造动力学方程时面临繁重的代数和微分运算，而且由于方程的非线性致使不可 能求得封闭的解析解。因此，利用计算机解决复杂系统的分析和综合问题成为近 二十年来一般力学和结构设计等领域的一个重要的并且取得迅速进展的研究方 向。多刚体系统动力学就是在这一背景下，在经典力学的基础上发展起来的一个 新的学科分支，它的研究对象是由多个刚体连接构成的系统，它的主要任务是研 究建立系统的适用于计算机的动力学模型的方法。目前，多周0 体系统动力学已经 形成了比较系统的研究方法，其中主要有工程中常用的常规经典力学方法( 以牛 顿一欧拉方程为代表的矢量力学方法和以拉格朗日方程为代表的分析力学方 法) 、图论( r w ) 方法、凯恩方法、变分方法。 ( 一) 牛顿一欧拉方法 在刚体力学的研究中，将刚体在空间的一般运动分解为随其上某点的平动和 绕此点的转动，分别用牛顿定律和欧拉方程处理这种方法很自然地被推广到多 刚体系统动力学的研究中。由于多刚体系统含有多个刚体和它们之间的各种不同 形式的联系，用牛顿一欧拉方法导出的动力学方程将含有大量的、不需要的未知 理想约束反力，因此，一个重要的问题是如何自动消去约束反力。德国学者希林 ( s c h i e h l e n ) 在这方面做了大量的工作，其特点是在列出系统的牛顿一欧拉方程以 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 后，将笛卡尔广义坐标变换成独立变量，对完整约束系统用达朗伯( d a l c m b c n ) 原理消去约束反力，对非完整约束系统用茹尔当( j o u r d a i n ) 原理消去约束反力，最 后得到与系统自由度数目相同的动力学方程。希林等人还编制了符号推导的计算 机程序n e w e u i 。，可以在计算机上获得运动微分方程的显示表达式。 ( 二) 拉格朗日方程方法 拉格朗日方程已经广泛应用于多刚体系统动力学。由于多刚体系统十分复杂， 在建立系统的动力学方程时，采用传统的独立的拉格朗日广义坐标将十分困难， 而采用不独立的笛卡尔广义坐标则比较方便。许多学者，如蔡斯选取系统内每个 刚体在惯性参考系中的三个直角坐标系和确定刚体方位的三个欧拉角作为笛卡 尔广义坐标，豪格选取的笛卡尔广义坐标采用四个欧拉参数作为确定刚体方位的 转动广义坐标。对于具有多余坐标的完整约束系统或非完整约束系统，用带乘子 的拉格朗日方程处理是一种十分规格化的方法。导出的以笛卡尔广义坐标为变量 的动力学方程是与广义坐标数日相同的带乘子的微分方程，还需要补充广义坐标 的代数约束方程才能封闭。因此，所得到的多刚体系统的动力学模型是混合的微 分一代数方程组，其特点是方程数目相当大，而且微分方程常常是刚性的。求微 分一代数方程组数值解的算法研究是多刚体系统动力学的一个重要问题。蔡斯等 人应用了吉尔( g e a r ) 的刚性积分算法并且采用稀疏矩阵技术提高计算效率，编制 了计算机程序a d a m s ；豪格等人研究了广义坐标分类、奇异值分解等算法，编 制了计算枫程序d a d s 。 ( 三) 图论( r w ) 方法 罗伯逊( r o b e r s o n ) 和维滕伯格( w i t t e n b u r g ) g l j 造性的应用图论的一些概念来描 述多刚体系统的结构特征，使各种不同结构的系统能用统一的数学模型来描述， 它选用铰链相对运动变量作为广义坐标，导出适用于任意多刚体系统的一股形式 的动力学方程，并且引入增广体概念赋予动力学方程的系数以明确物理意义且使 方程形式简洁。它所得到的系统动力学方程是一组精确的非线性运动微分方程， 在运动学研究中还给出了各种有意义的运动量的表达式。维滕伯格和乌尔兹 ( w o l z ) 建立了一个符号推导方程的计算机程序m e s av e r d e 。 ( 四) 凯恩方法 凯恩方法是建立一般多自由度离散系统动力学方程的一种普遍方法。它 1 4 第四章多体系统动力学及a d a m s 软件介绍 以伪速度作为独立变量来描述系统的运动，既适用于完整系统，也适用于非 完整系统。使用凯恩方法，在建立动力学方程时，不出现理想约束反力，也不必 计算动能等动力学函数及其导数，推导计算规格化，所得结果是一阶微分方程 组便于使用计算机。 ( 五) 变分方法 变分方法是利用高斯最小约束原理来研究多刚体系统动力学。变分的力学原 理并不直接描述机械运动的客观规律，而是把真实发生的运动和可能发生的运动 加以比较，在相同条件f 所发生的很多的可能运动中指出真实运动所应满足的条 件。冈此，这种方法不需要建立系统的动力学方程，而是以加速度作为变量，根 据称之为约束这个泛函的极值条件，直接利用系统在每个时刻的坐标和速度值解 出真实加速度，从而确定系统的运动规律。它可以利用各种有效的数学规划方法 寻求泛函极值，对于带控制的多刚体系统，动力学分析可以与系统的优化结合进 行，同时，不论是树形的或非树形的系统，都可以用同样的方法处理。 以上几种主要的研究方法，虽然着眼点不同，但是它们共同的日标是实现一 种高度程式化，适于编制计算程序的动力学方程建模方法。多刚体系统动力学各 种方法的数学模型可归纳为纯微分方程组和微分一代数混合方程组两种类型。对 于数学模型的数值计算方法也有两种，即直接数值方法和符号一数值方法。 对构件柔性影响的研究最早可追溯到3 0 年代，但直到6 0 年代有了计算机它 的发展才真正成为现实。到7 0 年代，e r d m a n 等人就运用弹性理论的求解策略对 柔性体作了分析，8 0 年代h o 和h o c o k e r 等人对树状柔性体的多体航天器动力学 进行了研究。9 0 年代，b o r l a n d 等人把多刚体动力学的r w 方法作了直接发展， 用d a l e m b e r t 原理建立任意物体均为变形体的树状及闭环的柔性多体动力学方 程，并且推导出了供稳定性分析的线性化方程。h a u g 用有限元法得到了，柔性体 的质量分布、刚度分布特征量及弹性变形模态，将柔性和刚性体的运动方程编入 了d a d s 运动学分析程序。 4 。2a d a m s 软件概述 目前，国际上己经出现一些虚拟样机技术的商业软件，其中最优秀的是美国 m d i 公司( 现己经被m s c s o f t w a r e 公司收购) 开发的a d a m s 软件。a d a m s 软 航天器展开机构虚拟样机动力学仿真研究 件己经被全世界各行各业的成百上千家主要的制造商采用，根据1 9 9 9 年机械系统 动态仿真分析软件国际市场份额的统计资料，a d a m s 软件占据了销售总额近8 千万美元的5 1 的份额。国外的