大型空间机械臂关节动力学建模与分析研究

关节是空间机械臂的核心部件,是保证空间机械臂安全、平稳运行的关键。为全面反映大型空间机械臂关节的动力学特性并从细节之处优化关节设计,利用集中参数法建立了综合考虑轮齿柔性、啮合阻尼、齿侧间隙、啮合误差等非线性因素的细化关节动力学模型。模型中采用一种基于tanh的连续函数对传统分段线性间隙函数进行近似,从而降低了模型的求解难度。研究了各级齿轮精度、关节转速和负载对关节动力学特性的影响。仿真结果表明,三级齿轮的精度变化会影响关节转速波动的振幅并分别影响高、中、低频特性;转速的增加将提高振动频率和幅值;力矩负载的增大会使关节转速波动幅值显著增大,且在满载时,所有的高阶频率都得到明显激励;惯性负载的增大会减小转速波动,并将能量集中在中频上。
     

双片消隙齿轮动力学建模与参数影响分析

由于导弹的复杂工作环境，雷达导引头伺服系统对其动力学特性及传动精度有较高要求。为提高其传动精度，一般采用双片齿轮消隙的方式消除回程误差。采用集中质量法建立考虑时变啮合刚度及齿面摩擦的消隙齿轮动力学模型，将消隙齿轮视为两对通过扭簧相互耦合的啮合副，并将齿侧间隙引入作为接触判定条件。通过动力学仿真研究了扭簧预紧力矩和扭簧刚度对消隙齿轮系统动态传动误差及谐振频率的影响。研究表明:扭簧刚度对系统动态传动误差及谐振频率影响较小，而扭簧预紧力矩的增大有利于提高谐振频率和抑制一阶谐振幅值，降低负载波动对系统的影响。由于扭簧作用产生额外的载荷，扭簧预紧力矩的增加会增大系统动态传动误差。     

考虑非线性因素的谐波齿轮传动动态误差研究

为了研究谐波齿轮系统动态误差的非线性因素的动力学响应行为,推导其动态误差的 近似解,本文考虑谐波齿轮啮合摩擦、扭转刚度等非线性因素,利用拉格朗日方程建立谐波 齿轮系统动态误差动力学方程,运用广义能量法构造李雅普诺夫函数,判断其动态系统稳定 性,并应用多尺度法得到不同频率谐波的强迫激励下动态误差的近似解及频响应方程,最后 通过数值方法对HDC-40-050型谐波减速器加以验证。结果表明,所推导的动态误差的近 似解 与数值分析结果几乎一致,验证了近似解的准确性,这对谐波齿轮传动系统的动态误差分析 与控制具有指导意义和应用价值。
     

空间机械臂关节失效瞬时力矩突变抑制

针对空间机械臂执行负载操作任务突发关节失效引起的关节负载补偿力矩突变问题，建立了关节负载补偿力矩突变优化模型及求解方法。首先分析关节负载补偿力矩突变原因，以故障瞬间力矩突变量最小为目标，考虑突发关节故障，建立关节负载补偿力矩突变优化模型；其次构造含有抑制系数及静力学可操作度梯度的关节力矩修正项，并构造最优抑制系数函数，求解关节力矩突变优化问题；最后通过仿真对关节负载补偿力矩突变优化方法的正确性和有效性展开验证。结果表明：通过搜索最优抑制系数，突发关节失效引起的关节负载补偿力矩突变可被有效抑制，平均抑制率高达89.26%，且末端操作力精度不受影响，保证了空间机械臂负载操作任务安全可靠完成。     

广义负载模拟器关节空间耦合特性研究

所述广义负载模拟器采用主从式双并联12自由度机构（MSDPM）进行三维空间力 和力矩的复合加载,由于采用了结构化的顺应机构（SCM）,致使加载机构（GLS）关节空间 耦合特性发生重大变化。本文首先建立了GLS和SCM的独立动力学模型,根据约束条件进行简 化并整合。考虑到控制器的设计是在关节空间进行,基于雅克比变换给出了关节空间等效动 力学模型。据此指出关节空间多通道交联耦合的根本原因在于刚度矩阵和质量矩阵的非线性 强耦合,并给出了耦合矩阵的具体表达式。基于模型对各个自由度下的耦合特性进行仿真研 究。结果表明,两种耦合形式都超出了不解耦条件,但在不同的加载目标值和扰动位姿下, 二者的影响程度差异巨大。该结论对于控制器的设计有重要的参考价值。
     

不同重力环境下间隙铰链关节磨损分析

为研究不同重力环境对空间机构间隙铰链关节磨损的影响，将机械系统摩擦学行为和动力学行为相耦合，建立了磨损与动力学耦合分析模型和数值计算框架。首先采用非线性弹簧阻尼模型作为间隙处接触碰撞力的计算模型，同时采用Coulomb 法来计算运动副间隙处的摩擦力，进而建立了含间隙的机构动力学模型；然后通过基于Archard磨损模型二次开发的ANSYS程序来计算磨损，其中运用节点位移的方法来描述磨损过程。结果表明：当间隙关节转速较低时，重力对于关节轴承的磨损分布和磨损程度的影响很大，轴承出现集中磨损现象，磨损间隙急剧增加，严重影响机构的性能和精度；随着关节转速升高，重力对间隙关节磨损的影响逐渐减弱，轴承的磨损分布、磨损程度和关节最大磨损间隙的增长率将逐渐与微重力环境下趋同。     

基于动力学模型的月球车闭环牵引控制

以往的行星探测巡游车大多采用开环的运动学计算方式来实现巡游车的牵引驱动,但这在复杂地形下并不能满足跟踪给定速度的要求。提出采用基于动力学模型的牵引控制方法,实现月球车速度的闭环反馈控制。作为冗余自由度机器人,利用驱动力矩与速度的对偶关系完成月球车的力矩分配,实现了关节速度范数最小和动能最小的动力学优化效果。在动力学可视化仿真平台上,对基于动力学模型的闭环牵引控制方法进行了性能评价,证实其控制效果优于传统的开环运动学计算方式。
     

基于自适应神经网络的柔性关节空间机器人振动抑制控制

针对存在负载变化、建模误差和摩擦干扰的柔性关节空间机器人控制问题,提出了基于奇异摄动的神经网络自适应鲁棒控制方法。首先,通过拉格朗日方程和动量矩守恒定理建立柔性关节漂浮基空间机器人动力学模型;其次,通过奇异摄动理论将动力学模型近似分解表征为刚性的慢变子系统和柔性的快变子系统,针对于慢变子系统,设计基于神经网络补偿的自适应鲁棒控制器;针对于快变子系统,设计柔性补偿器和力矩微分反馈抑制器;最后,基于李雅普诺夫理论证明了控制系统的稳定性。仿真表明:所提出的控制策略是有效的,且在柔性补偿器失效的情况下,采用独立的神经网络自适应鲁棒控制器能够抑制弹性振动,并精确跟踪期望轨迹。     

导引头伺服机构消隙齿轮系统动力学特性分析

消隙齿轮广泛应用于导引头伺服机构惯性稳定平台传动系统中，用于消除回程误差，提高传动精度。目前，对消隙齿轮传动系统的动力学分析大多采用数值方法，然而在求解含时变啮合刚度和间隙的强非线性系统时耗时较长。本文利用集中质量法建立考虑时变啮合刚度的消隙齿轮系统动力学模型，通过对模型的无量纲及归一化处理，运用分段的增量谐波平衡法对消隙齿轮传动系统进行分析，并利用四阶Runge-Kutta法进行数值验证，研究了不同参数对消隙齿轮系统动力学特性的影响规律。结果表明:随扭簧刚度的提高，系统谐振频率也提高，且共振幅值降低;随内部激励的增加、阻尼比的减小，系统由周期运动逐渐变为混沌运动，且共振幅值增大。     

行星轮系侧隙对星载天线指向精度影响分析

为研究行星轮系关节间隙对天线展开过程精度的影响,建立了行星轮系集中参数动力学模型,推导了含齿轮侧隙结构的可展开天线多体系统动力学模型。分别对单行星轮系关节和双关节耦合系统进行仿真分析,结果表明:较小的齿轮侧隙对天线偏移量影响较小,而齿轮侧隙过大会导致齿轮啮合精度及传动效率下降,影响天线指向精度,双行星轮系关节耦合作用也会增大天线指向不稳定性。     

运载火箭飞行载荷联合优化控制技术

为了解决基于模块化研制的运载火箭其飞行剖面载荷与承载能力不匹配而导致发射概率过低的问题，提出一种基于弹道风修、发动机节流、主动减载、横向动载荷精细化四项减载技术的飞行载荷联合优化控制技术。以箭体承载能力为约束，提高发射概率为目标，多种载荷控制技术联合为手段对运载火箭进行逆向设计，可以有效提高模块化研制火箭的发射概率。以长征八号运载火箭首飞为例，该技术成功将发射概率由研制初期的33%提高到83%。     

空间机械臂关节故障引起速度突变的抑制

针对空间机械臂关节发生故障后的末端速度突变问题,提出一种基于退化雅克比矩阵的突变抑制方法。首先利用旋量理论建立空间机械臂的通用运动学模型,然后通过重构数学模型和调整控制模型与运行参数,引入补偿项,实现模型重构和在线调整中的平滑特性。并且开展了机械臂正常运行、故障运行和故障后抑制运行这三种工况下的控制仿真。结果表明,此方法对于实现单关节故障状态下机械臂末端速度突变抑制是有效的,对提高任务完成的连续性能力和降低故障影响具有重要的在轨应用意义。     

空间邻近目标跟踪与航迹关联的联合优化算法

针对单传感器跟踪空间邻近目标过程中存在航迹交错的问题,提出一种基于分布式多传感器融合结构的跟踪与航迹关联联合优化算法.该算法在单帧航迹全局最优航迹关联的基础上,通过航迹关联质量检测传感器航迹是否存在交错,然后构造交错航迹对的拟测量,并根据拟测量误差协方差计算融合“测量”,最后由融合中心对融合“测量”进行全局最优点迹-航迹互联和交互多模型(IMM)滤波更新融合航迹.考虑分布式融合系统约束情况,给出采用次优拟测量的替代方法.仿真结果表明,与传统航迹关联算法相比,联合优化算法能够明显提高目标跟踪精度和身份正确率.     

燃烧供热热光伏系统实验研究

针对未来深空探测供电需求,设计了一套热光伏发电系统,采用丙烷燃烧器模拟同位素热源,并利用低禁带GaSb电池实现了系统的热电转换。研究了气体流量、过量空气系数、回热器性能、滤波器等对辐射器温度及电池输出功率、系统转换效率的影响。结果表明：电池输出功率随燃气量单调增加,而在一定燃气量下,存在一最优过量空气系数使其达到最大值;同时,回热器和滤波器对辐射器温度和电池输出特性有很大影响;本实验系统可以实现最大输出功率密度0.45W/cm 2,系统转换效率2.8%。     

卫星导航信号畸变导致的测距偏差的估计方法

为定量评估导航信号的测距性能,本文研究了在轨卫星导航信号畸变导致的测距偏差估计问题。基于Vernier采样原理利用大口径抛物面天线采集在轨卫星导航信号,经数据处理获得一个伪码周期的脉冲波形。在此基础上,对该波形起点位置进行精确估计,然后根据延迟锁定环工作原理产生超前本地波形和滞后本地波形,获得E-L鉴别器曲线,最后估计鉴别器曲线的零交叉点偏差,该偏差即为卫星导航信号畸变导致的测距偏差。利用北斗卫星采集信号,获得了B1频点I支路信号的测距偏差,验证了该估计方法的正确性。     

探月返回器跳跃式再入过载抑制算法研究

针对小升阻比探月返回器大航程、跳跃式再入的特点,采用了新的过载约束条件,并在此基础上对过载抑制问题进行了描述。然后对跳跃式再入过程中影响开普勒段航程的因素进行了分析,将气动升力在地球矢径方向的分量等效为万有引力的小扰动力,推导得出了与预测校正制导律相结合的过载抑制算法。最后通过仿真校验了该算法在不影响返回器着陆精度的前提下有效实现了过载抑制,各种偏差情况下的蒙特卡洛仿真也体现了该算法的实用性及鲁棒性。     

一种多星分离的姿控联合仿真方法

现阶段仅依据多体动力学,难以准确分析和评估多星分离时含调姿过程的近远场分离过程。因此针对一箭多星任务的分离安全性设计需求,提出了一种姿控联合仿真方法,实现了近远场分离的实时调姿仿真。计算结果表明,该方法与专业弹道软件相比,计算误差不超过5%。同时为了进一步研究结构参数、动力学参数和调姿算法等变量对分离方案的影响,结合拉丁超立方采样和蒙特卡罗打靶法,优化了采样空间,从而可以快速分析变量偏差、采样方式对不同分离工况的影响,进而准确判定分离方案的安全性。该方法实现了参数的自动化设置,可有效提高仿真效率,能为一箭多星发射任务的快速论证及分离安全性设计需求提供有力支撑。     

N形缝光线引入器太阳敏感器技术研究

为适应微小卫星发展的需求,提出了基于线阵电荷耦合器(Charge Coupled Devices, CCD)的N字形狭缝数字太阳敏感器研究方案,以减小系统功耗并降低系统复杂度。该方案通过采用带有N字形狭缝的光线引入器以及单个线阵CCD作为光线探测器,实现了太阳敏感器对两轴太阳角的精确计算。提出利用迭代算法和修正系数对系统折射误差进行修正的方法,进一步结合质心算法,能够快速准确修正系统误差,提高系统精度和分辨率。N型数字太阳敏感器视场角可达(±60°)×(±60°),在整个视场范围内定姿精度优于0.1°,功耗 300mW。该数字太阳敏感器具有低功耗、大视场角和高精度的特点,设计、算法均大大简化,实现了太阳敏感器的微型化,在各种微小卫星上有广阔的应用前景。