太阳翼重复展收机构设计及性能研究
发布时间：2021-07-22 21:57
航天事业的发展和深空探测任务复杂度的提高,对太空供能太阳翼系统的功能需求日益增多。太阳翼实现可重复展收功能,可有效减少卫星太空恶劣物理环境下太阳翼的震颤,实现极端温度条件下的自我保护,方便超大型太阳翼的在轨维修工作。太阳翼重复展收系统的研究包括联动时序和展收机构设计两大部分,二者相辅相成才能实现可靠的重复展收功能。本文通过对太阳翼不能实现重复展收的原因进行分析,针对系统的指标与约束条件,提出了一种新型太阳翼时序展收方案,针对不同的展收机构筛选出最终的系统方案。完成展收机构铰链模型,包括换向扭簧,锁紧槽和凸轮解锁机构设计。建立解锁凸轮模型,以传动效率和驱动力矩为主要约束条件和目标函数完成尺度优化,对铰链入槽的容差性能进行设计与分析。对铰链机构,传动系统,测量系统进行合理布局,得到系统的总装方案。基于太阳翼系统方案设计,采用D-H方法对运动学建模分析,使用第二类Lagrange方法建立系统动力学方程,并将数值计算与Adams模型结果对比验证,分析二者的误差来源。分析系统在展收过程中冲击震荡的来源,并以动力学方程为基础,采用分段样条曲线建立能量与时间为目标函数的关节优化轨迹。建立系统零部件的...
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：81 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
玉兔号软着路[
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文-2-实现重复展收功能相对容易。在卫星对接过程[4]中，如图1-2所示，载人飞船变轨后与卫星对接接触时，卫星存在大幅度的调姿，接触碰撞都会导致展开状态的太阳翼产生颤抖，会对太阳翼根部的SADA产生较大的冲击甚至太阳翼的失效。未来空间站面临着超大型太阳翼的在轨组装与维护，如图1-3所示，机械臂的工作空间已经远远不能满足工太阳翼的动作范围要求，如果能够实现太阳翼的收拢，将会使组装与维修工作更为方便。图1-1玉兔号软着路[4]图1-2卫星与飞船对接[5]图1-3太阳翼在轨维修[6]综上所述，可重复折展折叠太阳翼对确保卫星的可靠性，姿态稳定性，长寿命与维修方便具有深远的意义。面对可重复展收太阳翼的巨大优势，国内外也在不断地研发针对具有可以实现此功能的结构方案。目前为数不多的可重复复展收太阳翼方案虽然能够基本实现功能，但是确存在着一些的弊端：（1）只能实现单块板的可重复展收，理论上容易实现，但不能够解决多块板子的重复展收；（2）驱动源数目多，关节铰链的传动方案复杂，导致太阳翼整体质量与惯量大，结构笨重；（3）太阳翼展开与收拢状态的锁紧方式不可靠，并非真正意义上的锁紧，因此目前成熟的可重复展收太阳翼方案尚无应用。综上所述研究背景与需求，本课题以太阳翼可重复展收机构为研究对象，围绕构型简单，锁紧可靠为设计目标的太阳翼展收机构开展研究。首先进行太阳翼展收方案的总体设计与验证，接着进行太阳翼板间传动系统与重复展收机构方案的设计，要求在单个驱动下通过正反行程实现太阳翼展收过程，并在收拢与展开两个状态下实现真正的锁紧。结构设计，优化与仿真同步进行，不断迭代，最终得到满足要求的可重复展收太阳翼方案与结构。最后，开展样机的研制与装?
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文-2-实现重复展收功能相对容易。在卫星对接过程[4]中，如图1-2所示，载人飞船变轨后与卫星对接接触时，卫星存在大幅度的调姿，接触碰撞都会导致展开状态的太阳翼产生颤抖，会对太阳翼根部的SADA产生较大的冲击甚至太阳翼的失效。未来空间站面临着超大型太阳翼的在轨组装与维护，如图1-3所示，机械臂的工作空间已经远远不能满足工太阳翼的动作范围要求，如果能够实现太阳翼的收拢，将会使组装与维修工作更为方便。图1-1玉兔号软着路[4]图1-2卫星与飞船对接[5]图1-3太阳翼在轨维修[6]综上所述，可重复折展折叠太阳翼对确保卫星的可靠性，姿态稳定性，长寿命与维修方便具有深远的意义。面对可重复展收太阳翼的巨大优势，国内外也在不断地研发针对具有可以实现此功能的结构方案。目前为数不多的可重复复展收太阳翼方案虽然能够基本实现功能，但是确存在着一些的弊端：（1）只能实现单块板的可重复展收，理论上容易实现，但不能够解决多块板子的重复展收；（2）驱动源数目多，关节铰链的传动方案复杂，导致太阳翼整体质量与惯量大，结构笨重；（3）太阳翼展开与收拢状态的锁紧方式不可靠，并非真正意义上的锁紧，因此目前成熟的可重复展收太阳翼方案尚无应用。综上所述研究背景与需求，本课题以太阳翼可重复展收机构为研究对象，围绕构型简单，锁紧可靠为设计目标的太阳翼展收机构开展研究。首先进行太阳翼展收方案的总体设计与验证，接着进行太阳翼板间传动系统与重复展收机构方案的设计，要求在单个驱动下通过正反行程实现太阳翼展收过程，并在收拢与展开两个状态下实现真正的锁紧。结构设计，优化与仿真同步进行，不断迭代，最终得到满足要求的可重复展收太阳翼方案与结构。最后，开展样机的研制与装?
【参考文献】：
期刊论文
[1]实践二十号卫星上的“黑科技”[J]. 发明与创新(大科技). 2020(01)
[2]平面盘型滚子凸轮机构参数优化设计与运动仿真[J]. 高蕾娜,喻洪平,黄建峰,张钰粮,程肖. 机械工程师. 2019(11)
[3]天宫二号受控离轨完美谢幕[J]. 本刊综合. 发明与创新(大科技). 2019(08)
[4]我国首个空间实验室“天宫二号”的科学实验（一）[J]. 实验室研究与探索. 2016(09)
[5]坚强的“玉兔”（二）[J]. 刘彤杰. 军事文摘. 2015(10)
[6]空间太阳电池阵的发展现状及趋势[J]. 刘志全,杨淑利,濮海玲. 航天器工程. 2012(06)
[7]基于矢量积法的六自由度工业机器人雅可比矩阵求解及奇异位形的分析[J]. 张鹏程,张铁. 机械设计与制造. 2011(08)
[8]太阳翼地面展开锁定的动力学仿真分析[J]. 王晛,陈天智,柴洪友. 航天器工程. 2011(03)
[9]太阳翼铰链锁紧槽的设计研究[J]. 杨巧龙,濮海玲,杨宝宁. 航天器工程. 2010(03)
[10]重复锁定与释放功能机构研究状况及关键技术分析[J]. 胡明,花道兰,刘荣强,邓宗全. 空间科学学报. 2009(01)
博士论文
[1]可展开四棱锥单元构型综合与模块化阵面天线机构设计[D]. 王岩.哈尔滨工业大学 2015
[2]空间大型机械臂关节控制系统及轨迹规划研究[D]. 郭闯强.哈尔滨工业大学 2012
硕士论文
[1]垂直起降可重复使用运载器支腿的折展与锁紧机构设计[D]. 田保林.哈尔滨工业大学 2019
[2]航天器在轨服务作业模式及其调度算法研究[D]. 谭迎龙.南京航空航天大学 2018
[3]空间试验单元重复对接锁定与分离技术研究[D]. 张文星.哈尔滨工业大学 2017
[4]月球车含隙铰可展帆板原理样机研制[D]. 乔国勇.燕山大学 2017
[5]高刚度铰链设计及其在太阳翼上的应用研究[D]. 李全贺.哈尔滨工程大学 2017
[6]钢球展开机构关键零件接触特性研究[D]. 王弘博.哈尔滨理工大学 2015
[7]重复折展锁解式太阳翼机构设计及其性能测试[D]. 孔菲.浙江理工大学 2014
[8]基于弹簧预紧的高刚度回转铰链锁紧装置研究[D]. 王劲.哈尔滨工业大学 2012
[9]太阳翼重复锁定与释放机构设计与分析[D]. 花道兰.哈尔滨工业大学 2008
[10]摆动滚子从动件盘形凸轮机构的反求设计与凸轮数控加工程序的自动生成[D]. 吴清华.上海海事大学 2007
本文编号：3297983
【文章来源】：哈尔滨工业大学黑龙江省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：81 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
玉兔号软着路[
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文-2-实现重复展收功能相对容易。在卫星对接过程[4]中，如图1-2所示，载人飞船变轨后与卫星对接接触时，卫星存在大幅度的调姿，接触碰撞都会导致展开状态的太阳翼产生颤抖，会对太阳翼根部的SADA产生较大的冲击甚至太阳翼的失效。未来空间站面临着超大型太阳翼的在轨组装与维护，如图1-3所示，机械臂的工作空间已经远远不能满足工太阳翼的动作范围要求，如果能够实现太阳翼的收拢，将会使组装与维修工作更为方便。图1-1玉兔号软着路[4]图1-2卫星与飞船对接[5]图1-3太阳翼在轨维修[6]综上所述，可重复折展折叠太阳翼对确保卫星的可靠性，姿态稳定性，长寿命与维修方便具有深远的意义。面对可重复展收太阳翼的巨大优势，国内外也在不断地研发针对具有可以实现此功能的结构方案。目前为数不多的可重复复展收太阳翼方案虽然能够基本实现功能，但是确存在着一些的弊端：（1）只能实现单块板的可重复展收，理论上容易实现，但不能够解决多块板子的重复展收；（2）驱动源数目多，关节铰链的传动方案复杂，导致太阳翼整体质量与惯量大，结构笨重；（3）太阳翼展开与收拢状态的锁紧方式不可靠，并非真正意义上的锁紧，因此目前成熟的可重复展收太阳翼方案尚无应用。综上所述研究背景与需求，本课题以太阳翼可重复展收机构为研究对象，围绕构型简单，锁紧可靠为设计目标的太阳翼展收机构开展研究。首先进行太阳翼展收方案的总体设计与验证，接着进行太阳翼板间传动系统与重复展收机构方案的设计，要求在单个驱动下通过正反行程实现太阳翼展收过程，并在收拢与展开两个状态下实现真正的锁紧。结构设计，优化与仿真同步进行，不断迭代，最终得到满足要求的可重复展收太阳翼方案与结构。最后，开展样机的研制与装?
哈尔滨工业大学工程硕士学位论文-2-实现重复展收功能相对容易。在卫星对接过程[4]中，如图1-2所示，载人飞船变轨后与卫星对接接触时，卫星存在大幅度的调姿，接触碰撞都会导致展开状态的太阳翼产生颤抖，会对太阳翼根部的SADA产生较大的冲击甚至太阳翼的失效。未来空间站面临着超大型太阳翼的在轨组装与维护，如图1-3所示，机械臂的工作空间已经远远不能满足工太阳翼的动作范围要求，如果能够实现太阳翼的收拢，将会使组装与维修工作更为方便。图1-1玉兔号软着路[4]图1-2卫星与飞船对接[5]图1-3太阳翼在轨维修[6]综上所述，可重复折展折叠太阳翼对确保卫星的可靠性，姿态稳定性，长寿命与维修方便具有深远的意义。面对可重复展收太阳翼的巨大优势，国内外也在不断地研发针对具有可以实现此功能的结构方案。目前为数不多的可重复复展收太阳翼方案虽然能够基本实现功能，但是确存在着一些的弊端：（1）只能实现单块板的可重复展收，理论上容易实现，但不能够解决多块板子的重复展收；（2）驱动源数目多，关节铰链的传动方案复杂，导致太阳翼整体质量与惯量大，结构笨重；（3）太阳翼展开与收拢状态的锁紧方式不可靠，并非真正意义上的锁紧，因此目前成熟的可重复展收太阳翼方案尚无应用。综上所述研究背景与需求，本课题以太阳翼可重复展收机构为研究对象，围绕构型简单，锁紧可靠为设计目标的太阳翼展收机构开展研究。首先进行太阳翼展收方案的总体设计与验证，接着进行太阳翼板间传动系统与重复展收机构方案的设计，要求在单个驱动下通过正反行程实现太阳翼展收过程，并在收拢与展开两个状态下实现真正的锁紧。结构设计，优化与仿真同步进行，不断迭代，最终得到满足要求的可重复展收太阳翼方案与结构。最后，开展样机的研制与装?
【参考文献】：
期刊论文
[1]实践二十号卫星上的“黑科技”[J]. 发明与创新(大科技). 2020(01)
[2]平面盘型滚子凸轮机构参数优化设计与运动仿真[J]. 高蕾娜,喻洪平,黄建峰,张钰粮,程肖. 机械工程师. 2019(11)
[3]天宫二号受控离轨完美谢幕[J]. 本刊综合. 发明与创新(大科技). 2019(08)
[4]我国首个空间实验室“天宫二号”的科学实验（一）[J]. 实验室研究与探索. 2016(09)
[5]坚强的“玉兔”（二）[J]. 刘彤杰. 军事文摘. 2015(10)
[6]空间太阳电池阵的发展现状及趋势[J]. 刘志全,杨淑利,濮海玲. 航天器工程. 2012(06)
[7]基于矢量积法的六自由度工业机器人雅可比矩阵求解及奇异位形的分析[J]. 张鹏程,张铁. 机械设计与制造. 2011(08)
[8]太阳翼地面展开锁定的动力学仿真分析[J]. 王晛,陈天智,柴洪友. 航天器工程. 2011(03)
[9]太阳翼铰链锁紧槽的设计研究[J]. 杨巧龙,濮海玲,杨宝宁. 航天器工程. 2010(03)
[10]重复锁定与释放功能机构研究状况及关键技术分析[J]. 胡明,花道兰,刘荣强,邓宗全. 空间科学学报. 2009(01)
博士论文
[1]可展开四棱锥单元构型综合与模块化阵面天线机构设计[D]. 王岩.哈尔滨工业大学 2015
[2]空间大型机械臂关节控制系统及轨迹规划研究[D]. 郭闯强.哈尔滨工业大学 2012
硕士论文
[1]垂直起降可重复使用运载器支腿的折展与锁紧机构设计[D]. 田保林.哈尔滨工业大学 2019
[2]航天器在轨服务作业模式及其调度算法研究[D]. 谭迎龙.南京航空航天大学 2018
[3]空间试验单元重复对接锁定与分离技术研究[D]. 张文星.哈尔滨工业大学 2017
[4]月球车含隙铰可展帆板原理样机研制[D]. 乔国勇.燕山大学 2017
[5]高刚度铰链设计及其在太阳翼上的应用研究[D]. 李全贺.哈尔滨工程大学 2017
[6]钢球展开机构关键零件接触特性研究[D]. 王弘博.哈尔滨理工大学 2015
[7]重复折展锁解式太阳翼机构设计及其性能测试[D]. 孔菲.浙江理工大学 2014
[8]基于弹簧预紧的高刚度回转铰链锁紧装置研究[D]. 王劲.哈尔滨工业大学 2012
[9]太阳翼重复锁定与释放机构设计与分析[D]. 花道兰.哈尔滨工业大学 2008
[10]摆动滚子从动件盘形凸轮机构的反求设计与凸轮数控加工程序的自动生成[D]. 吴清华.上海海事大学 2007
本文编号：3297983
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