卫星天线双轴驱动机构旋转铰磨损规律研究

以某卫星天线双轴驱动机构为研究对象,分析旋转铰在系统运行中的磨损规律。考虑驱动机构在磨损过程中的动态变化对磨损率的影响,建立了含间隙的卫星天线双轴驱动机构动力学仿真模型。用非线性等效弹簧阻尼模型建立运动副间隙处的接触碰撞模型,并嵌入动力学模型。基于ADAMS软件进行了动力学仿真,分析旋转铰的动力学特性。根据旋转铰的动力学特性进行仿真实验,处理实验数据,给出接触力与运动副间隙的函数关系。结合磨损率表达式,建立磨损规律的数学模型。给出了运动副间隙在磨损过程中的变化规律。     

含间隙卫星天线双轴驱动机构动力学特性分析

以某型点波束卫星天线双轴驱动机构为研究对象,研究关节间隙对驱动机构动力学特性的影响规律。通过建立关节间隙动力学模型,并将间隙模型嵌入到虚拟样机中,进一步建立含间隙的双轴驱动机构虚拟样机。利用虚拟样机进行动力学仿真,分析关节间隙对双轴驱动机构动力学特性的影响。同时,利用多项式拟合的方法给出间隙大小对系统动力学特性的影响规律。结果表明,关节间隙会使运动副构件间发生接触碰撞,导致驱动机构执行末端动力学特性变化,影响运行稳定性,降低定位精度。且随着关节间隙的增大,执行末端的速度误差和加速度误差峰值都随之增大,使系统的运行稳定性变差。所得结论对双轴驱动机构定位精度的分析与控制具有重要的理论价值及工程实际意义。     

基于Pro/E的双轴定位机构虚拟样机的建模与校核

介绍了在Pro/E设计平台上完成某卫星天线双轴定位机构虚拟样机模型的建模、仿真与校核。根据该定位机构的特点,建立了虚拟样机模型并完成静态校核。通过设定必要的参数值,对虚拟样机作包括运动学和动力学仿真的动态校核。由仿真结果与规定设计指标的比较可知,该虚拟样机符合设计要求。     

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。     

基于多体仿真模型的运动机构可靠性仿真试验系统研究

以蒙特卡罗法为理论核心,利用多体运动学和动力学分析软件--LMS Virtual.Lab作为运动机构可靠性分析平台,通过Visual Basic.NET程序设计语言建立用户界面并实现对LMS Virtual.Lab的调用,以进行运动机构的可靠性仿真试验,采用得到的随机变量数据库和结果数据库对运动机构进行典型失效模式的可靠性分析,从而形成了一套可以实现运动机构的可靠性仿真与分析功能的可靠性仿真试验系统.以对心曲柄滑块机构为例,进行了几何尺寸误差和运动副间隙误差影响下的机构运动精度可靠性分析;以某锁机构为例,研究多失效模式下动力学特性对于机构定位可靠性的影响并进行了灵敏性分析.通过这两个实例验证该可靠性仿真试验系统进行机构可靠性仿真试验和可靠性分析的可行性和有效性.     

可抛式延伸喷管展开过程运动与动力学仿真(英文)

针对固体火箭发动机可抛式延伸喷管运动机构的特点,建立了包括展开装置、释放机构、折转片等在内的延伸喷管整机模型。根据试验结果建立了燃气展开力样条曲线,利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行了延伸喷管展开动力学仿真,获取了延伸喷管运动构件的运动特性和约束的约束反力等结果。结果表明,运用ADAMS动力学仿真分析软件对延伸喷管展开过程中的动力学响应进行仿真分析是可行的。     

含间隙天线折展机构模块精度分析

针对天线折展机构连接运动副间隙引起天线折展过程运动不确定、精度下降等问题,提出了基于"无质量杆"模型来模拟自由状态的含运动副间隙机构建模方法。该方法基于D-H法建立了天线3个闭环的几何关系模型,将无质量杆模型引入天线几何关系中,获得了展开误差的计算模型。通过综合运用蒙特卡洛法实现了自由状态折展机构展开误差计算。计算结果表明:转动副间隙对折展机构单元肋展开在Z方向上展开精度影响最大,单元肋展开最大误差为0.353 mm,可为天线折展机构设计提供了参考。     

考虑根铰间隙的空间框架展开机构动力学分析

利用Kane法多体动力学基本理论并考虑根铰间隙影响因素，建立适用于空间柔性太阳电池阵的多框架展开机构多体系统动力学模型，对框架展开机构的展开方式和展开过程进行仿真分析，获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性，分析了框架展开机构各个关节点运动特性、铰链间隙与外部驱动力的相互作用规律。结果表明：合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件；根铰间隙对太阳电池阵框架展开机构角加速度影响较为明显，进而影响到展开框架展开过程的稳定性，对转角和角速度几乎没有影响；在进行空间太阳电池阵框架展开机构设计时应严格控制铰链轴间隙，并通过动力学仿真校核间隙对太阳电池阵展开过程的影响；研究结果为空间柔性太阳电池阵多模块框架展开机构设计提供指导。     

关节铰间隙对漂浮基星载天线扰动研究

为了研究关节铰间隙对星载天线扰动,建立了铰间隙矢量矩模型,采用非线性弹簧阻尼及修正库仑摩擦建立了铰间隙碰撞力和摩擦力模型;进一步推导了理想铰和含间隙铰变拓扑结构的漂浮基星载天线多体系统动力学模型。通过接触碰撞判别准则,将系统的几何约束转化为力约束,使得系统无拓扑结构变化,便于系统的全局仿真。最后对理想铰与含间隙铰的漂浮基星载天线系统仿真分析,结果表明,较小间隙对星载天线位姿和指向影响很小,但极大增加关节的碰撞力,随着时间流逝,其位姿和指向精度偏差变大,但由于非线性阻尼的存在,碰撞力逐渐变小,最终保持接触状态。结论对星载天线指向精度的分析与控制具有重要的理论价值及工程实际意义。
     

带挠性附件的航天器结构-姿态耦合动力学

用Lagrange方程建立了基于混合坐标法的带挠性附件航天器结构-姿态动力学模型,对挠性附件结构的振动特性及其与航天器的耦合关系进行了理论分析,提出了航天器结构-姿态联合仿真分析的方法,并以某卫星天线为挠性附件结构,仿真分析了天线结构的振动特性及其对姿态控制系统的影响.结果表明:提出的航天器结构-姿态联合仿真方法能有效...     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。