● 摘要
本文根据航天技术发展的需要，在系统调研分析航天动力学相关领域国内外文献的基础上，开展了航天器动力学体系及若干问题的分析研究，主要包括以下几项内容：第二章，全面分析了现代航天器的动力学特征与需求，并从系统工程、飞行阶段和力学学科三个剖面对航天器动力学问题进行了分类体系研究，为航天器动力学有针对性的研究提供了参考依据。第三章，将航天器上安装的大型太阳阵和天线等柔性附件视为柔性多体结构，利用撞击释放条件、碰撞理论以及虚功原理建立了两体及多体内撞击动力学模型，给出了以力和力矩形式表示的撞击载荷，并利用该模型对某型号太阳翼展开锁定过程的撞击动力学进行了分析。结果表明，上述航天器多体内撞击动力学模型能够用于一般航天器撞击动力学工程问题的分析设计，其结果具有工程实用性。第四章，针对大型空间柔性结构的动力学特点，重点研究柔性航天器的动力学建模与降阶技术。首先推导了全柔性簇型结构航天器动力学方程以及中心刚体加簇型柔性附件类航天器动力学方程，在此基础上建立了模态价值分析方法（MCA）用于中心刚体加簇型柔性附件类航天器动力学模型降阶的理论模型，通过工程算例验证了MCA降阶模型的有效性，同时表明该方法具有较高的降阶精度。第五章，针对在轨航天器低频密集和辨识时激励源有限且难于测量等特点，开展了适用于低频密集模态且不需要激励信息的在轨航天器动力学参数辨识方法的研究，探讨了直接利用在轨响应数据在时域内辨识航天动力学参数的技术，并根据在轨航天器低频密集特点，设计了在轨航天器动力学参数辨识仿真试验系统，并对该辨识方法进行了试验验证。结果表明该方法具有较好的实用性，且精度较高。第六章，以抛物面天线背架结构为应用目标，基于所研制的压电作动器和dSPACE半物理仿真系统，设计并构建了智能天线结构实验平台，并进行了结构变形控制实验研究。实验中采用常规PID作为基本控制方法，并在此基础上设计了一种模糊自适应PID控制器，将两种方法对应的不同控制效果进行了对比。结果表明：在所给的实验条件下，基于压电材料可实现对智能天线结构变形的控制，作动器控制变形量最大可达166μm；两种控制方法均可对结构变形进行控制，模糊自适应方法的绝对位置控制精度达到±0.5μm；与常规PID控制方法相比，模糊自适应PID控制方法能够降低系统响应的超调量，缩短稳定时间，提高控制精度，得到更好的控制过程。