弹跳机器人动力学分析

弹跳机器人可以跃过数倍于自身尺寸的障碍物或沟渠,对地形有较强的适应力。但是相对于已经实用化的其他类型机器人,弹跳机器人目前还处于研究阶段。本文把驱动机构和弹跳机构一起加以考虑,综合各种阻尼的影响,构建了两类弹跳机器人模型。然后采用二阶拉格朗日方程,对其进行相应的动力学分析和比较,求出模型的动力学标准状态方程和弹跳高度的计算公式;并通过计算机模拟结果和试验结果的对比说明了分析的正确性。本文的分析结果同时适用于连续型和间隙型弹跳机器人的动力学分析。     

铰接式刚性旋翼的动力学广义方程

在本文中作者考虑了各种因素,推导出铰接式刚性旋翼的动力学广义方程。这些因素是:诱导速度的二阶谐量与挥午系数的二阶谐量;绕垂直铰的偏摆运动;水平铰的斜偏置角;具有线性扭转桨叶的变距角,其中含有自动倾斜器和挥午调节的作用;桨轴的前倾角;直升机机身的角速度等。动力学广义方程包括拉力方程、侧向力方程、后向力方程、桨毂力矩方程以及偏摆动力学方程和挥午动力学方程。如已知自动倾斜器的倾斜角,则上述后两组动力学方程可用来确定拾个旋翼的挥午系数和偏摆系数。     

含闭链机构机器人动力学探讨

本文用Appell方程就含闭链机构机器人动力学研究作了新的探讨,给出了建立含闭链机构机器人动力学方程的一般方法。旨在把含闭链机构机器人分解成相应的开链机构进行研究,因而大大简化了推导过程。文中通过一个实际工业机器人动力学方程的推导,证实了该方法的可行性。     

弱撞击对接机构动力学特性建模

针对空间飞行器捕获对接过程中复杂的多体动力学问题,鉴于弱撞击对接机构(Low impact docking mechanism,LIDM)不同于以往常见的刚性对接机构,其在对接过程中产生碰撞力远小于空间飞行器自身的重量,且自身对接环处安装有六维力传感器,因此可以将捕获过程中LIDM处产生的碰撞力等效为作用于对接环质心处的时变载荷。依据第二类拉格朗日方程的动力学建模方法,推导了各组件动力学参数的具体表达式,建立了全刚体目标系统下的多体动力学模型,并基于MATLAB实现了动力学参数的输出。用ADAMS的多体动力学模型进行仿真验证,结果表明:两者的计算验证结果证明了以拉格朗日方程建立的LIDM捕获动力学模型的正确性。为研究空间对接机构的结构优化与工程应用打下了基础。     

一种穿戴型力反馈主手结构的综合尺度优化

利用连杆机构以及超声制动器,设计了一种穿戴型具有力反馈功能的主手单指结构并进行了综合尺度优化,优化过程综合考虑了主手机构的运动范围和动力学反向驱动能力.在建立人手食指和主手单指运动学方程的基础上,提出了基于工作空间最小包容原则的主手单指的结构参数优化目标函数,结果显示操作者食指与所佩戴主手单指的工作空间可实现较好匹配.采用拉格朗日法建立了主手单指机构的动力学模型,并以力椭圆为衡量指标对主手单指机构进行了反向驱动能力的分析.最后,给出了有效的修正依据,提高了主手单指机构的反向驱动能力.     

角接触球轴承分析模型的数值求解

建立了内圈静止、外圈旋转的角接触球轴承分析模型,考虑了滚动体的离心力、陀螺力矩以及弹性流体动 力润滑作用.建立了非线性方程组未知量的约束条件,解决了Newton-Raphson法求解方程易出现不收敛的问 题.以两个角接触球轴承为算例,分析了轴承内、外圈分别旋转对应力的影响,以及转速和径向载荷对轴承工作 性能的影响.结果表明,轴承外圈转时接触应力随转速增大而显著增大,内圈转时则无明显变化;低转速下外圈 转的接触应力明显低于内圈转;较小的径向栽荷下外圈转的接触应力高于内圈转;轴承微区滑动速度受转速和径向栽荷的影响显著.通过Jones球轴承拟静力学分析程序计算,验证了模型和程序的有效性.     

多间隙润滑空载四连杆机构动力学分析

以空载四连杆机构为研究对象,分析间隙关节位置、数量及润滑对其动力学响应的影响问题。其中,考虑能量耗散的Lankarani-Nikravesh连续碰撞力模型被用来计算间隙关节处的法向碰撞力,摩擦力的计算采用改进的Coulomb摩擦力模型,而润滑力则采用Sommerfeld润滑条件下无限长轴颈-轴承的润滑力模型来计算。仿真结果表明不同位置处的关节间隙对动力学响应的影响不同,两个间隙关节对系统响应的影响比一个间隙关节大得多,而润滑关节能稳定系统的震荡,具有很好的缓冲作用。本文的研究更加真实地反映了机构的动力学特性,为机构设计及运动精度的分析提供了基础。     

直升机对风切变的响应

本文研究了直升机对风切变的动态响应。文中采用两种不同的风切变模型,按规范要求,利用对数模型分析了直升机对风切变的动态响应,利用线性模型分析计算了风切变参数对直升机动稳定性特征根的影响。所用的桨叶具有水平铰外伸量,桨叶根部有弹性约束,且仅考虑桨叶的刚性挥舞运动。诱导速度在桨盘处的分布则采用王氏固定涡系涡流理论所导出的诱导速度非均布公式。本文对直升机动力学方程不作线化处理。 本文推导计及风切变速度的旋翼力和力矩、旋翼挥舞运动方程和直升机动力学方程,最后以某型直升机为算例,用较好的计算方法计算了平衡数据和稳定性特征根以及对风切变的响应,并分析了风切变参数对稳定性的影响。     

新型涡轮叶片冷却技术换热特性实验研究

通过实验研究了一种新型涡轮叶片冷却技术（Thermal driving in high centrifugal field，TDHCF）的换热特性。该技术主要利用高彻体力场下微小封闭循环通道内流体的热驱动运动来达到高效换热的目的。实验中分别采用了液态H2O和氟利昂R12为热驱动介质，分析了离心力场下热驱动运动的流动规律和换热特性，讨论了TDHCF技术的总平均换热效果KH随旋转速度和热流密度的变化规律。研究发现：离心力场下，采用不同的流体作为热驱动介质所形成的热驱动运动规律相同，温度分布也基本类似，均是随着转速和热流密度的增加，热驱动运动强度提高，平均换热系数随之变大。研究结果表明：旋转速度、热流密度以及热驱动介质的热物性均影响了TDHCF所最终能达到的换热效果，其中旋转速度的影响尤为显著；在热流密度或转速不变的情况下，以液态氟利昂R12为热驱动介质，TDHCF可以达到更高的强化换热效果。与常规的气冷技术相比，采用TDHCF可以有效地提高换热效果。     

3-DOF转动柔索驱动风洞机构正向运动学解析解

运用3个罗德里格参数描述3-DOF转动柔索驱动风洞角度机构的旋转矩阵,基于并联机构的基本理论将机构的正向运动学用罗德里格参数表达为3个二次方程的解析形式.通过数学处理消除其中的两个变量.得到关于—个变量的八次正向运动学方程,求解出机构的八组解,最后应用反解算例验证正向运动学分析结果的正确性.研究结果表明,本文的研究方法对该类机构是有效的.     

基于风洞试验的非定常气动力微分方程建模方法

为准确描述大攻角非定常运动中非定常气动力的气动特性,研究了以微分方程为基础的非定常气动建模方法。在某战斗机大振幅偏航、滚转单自由度及偏航-滚转耦合运动风洞试验的基础上,对偏航力矩、滚转力矩建立微分方程模型,分析研究不同频率、同一侧滑角情况下,气动力的迟滞时间;然后对高频运动下的气动力进行拟合,进而建立高频运动下的气动力微分方程模型。研究表明:模型可精确预测不同机动下非定常气动特性;建模方法具有较强的工程可行性。     

基于弯振模态的螺纹杆式直线超声电机(英文)

介绍了基于弯振模态的螺纹杆式直线超声电机的运行机理.在梁弯曲振动模型的基础上,对螺纹杆式直线超声电机进行动力学分析,推导出电机定子驱动点的空间运动轨迹方程,并阐明了电机运行机理.本文应用有限元法分析了电机的振动模态和结构,设计并研制了样机.样机定子的尺寸为13 mm×13 mm×30 mm,最后对电机输出特性进行了测试,最大输出力为5.2 N.     

简化碰撞模型对直升机桨叶扬起下坠动响应影响

采用含阻尼项的简化碰撞模型模拟铰接式旋翼桨叶与限动块之间碰撞时的碰撞力变化，并研究了桨叶扬起下坠动响应过程。运用Hamilton原理建立桨叶扬起下坠动力学方程，并采用Newmark积分法求解桨叶下坠过程的动响应。分析扭转弹簧刚度、阻尼比和积分步长对挥舞铰处碰撞力矩的影响，计算结果表明：扭转弹簧刚度增大1 000倍时，碰撞力矩的峰值相应增大22.0倍；阻尼比从0增大到0.05时，碰撞力矩的峰值增加10.4%；积分步长变小时，计算的精度有所提高，但计算效率却有所降低。     

飞翼无人机低速着陆状态抖振响应研究

基于RANS方程和SST湍流模型,采用飞翼无人机升力系数判据、俯仰力矩判据和表面极限流判据等对抖振始发迎角度进行了预测估计。基于较为详细的结构模型和气动模型,构造了结构与气动的耦合求解技术,同时采用弹簧近似光滑和局部重构组合方法对气动的动网格技术进行更新;然后分别在时频域内分析了飞翼无人机的抖振载荷响应。研究结果表明:基于CFD的RANS方程、SST湍流模型及各类判据预计刚性飞翼无人机在低速大迎角状态下的抖振始发迎角可以得到较为合理的结果;采用升力系数判据、俯仰力矩系数判据预测的抖振始发迎角与表面极限流判据预测的始发迎角相比要保守一些;而表面极限流判据方法能给出翼面气流流动的细节,采用此判据可以分析对比不同迎角下的翼面气流流动变化情况;与气动弹性及嗡鸣响应相比,抖振是一种强迫振动,其响应频率并不单一。     

基于CFD/CSD/CAA耦合的声气动弹性仿真技术在壁板颤振中的应用

提出了一种基于计算空气动力学/计算结构动力学/计算气动声学（CFD/CSD/CAA）耦合的声气动弹性时域仿真方法。空气动力学和气动声学分别采用大涡模拟和Lighthill声比拟理论进行计算。采用D’Alembert原理和有限元方法建立了二维简支壁板在超声速流作用下的非线性动力学方程,并在时域内进行求解。其中几何非线性采用Von Karman大变形理论描述。以二维弹性壁板作为研究对象,研究了超音速流场中噪声、气动力、和壁板之间的相互作用所产生的非线性颤振现象。     

双臂机器人协调动力学及其优化

通过引入“虚铰”概念，将双臂机器人协调动力学问题统一归结为约束多体系统的动力学问题。利用子系统牛顿－欧拉递推法获得的单臂机器人的动力学方程以及静力传递与速度传递间的对偶关系，很方便地导出了双臂机器人的动力学方程与回路约束方程，回路约束方程的建立无需增加额外的计算。此外，文中还对双臂机器人协调动力学的求解及其优化问题进行了讨论，最后以一搬运双臂机器人为例进行了动力学的计算机辅助优化，获得了令人满意的结果。文中所得结论对双臂机器人的设计与控制均具有一定的参考价值。     

钢筋混凝土柱在随机荷载作用下的可靠性分析

本文利用可靠度理论的概率公式，并在结构失效概率计算技术的基础上，探讨了承受多种连续可变作用荷载过程的钢筋混凝土柱失效概率的计算技术，其具体方法是采用分段连续线性化极限状态方程，对非线性问题进行简化，这种方法可减少砼结构非线性分析的计算工作。对偏心受压的钢筋砼柱进行实例典型分析表明，采用线性化和高斯过程，得出的远交率的简单计算方法是可行的，并显示了作用荷载及其效应和结构抗力的随机性质。     

中性稳定技术在综合火力/飞行控制系统中的应用

火力／飞行综合控制(Integrated fire／flight control，IFFC)系统要求对飞机飞行姿态的控制应具有精确性和快速性，但提高姿态跟踪精度受到自然飞机惯性动力学的限制。本文提出飞机中性稳定技术应用于综合火力／飞行控制系统，给出了中性稳定飞机结构图和动力学模型。利用后缘襟副翼偏转所产生的直接力效果，在一定的控制律制约下，去抵消迎角扰动所产生的气动效果，使飞机不再出现静稳定力矩，达到中性稳定。采用中性稳定技术的综合火力／飞行控制系统有效地加速了飞机在攻击区的姿态跟踪过程，并实现了姿态控制过程中航迹基本不变的机身瞄准模态控制要求，提高了火控精度和命中概率。仿真结果表明，中性稳定综合火力／飞行控制系统具有良好的控制效果和应用前景。     

带滑移铰空间机械臂惯性轨迹跟踪的反馈控制

利用多体动力学方法对浮动基带滑移铰车间机械臂的运动学,动力学作了分析,首先,根据系统结构几何关系并结合系统对总质心的动量矩守恒关系,导出其末端抓手动速度与关节铰速度之间的广义Ｊａｃｏｂｉａｎ关系,然后,利用系统动力学方程及运动的广义Ｊａｃｏｉａｎ关系,研究了载体位置,姿态不受控情况下,共末端抓手跟踪惯性空间期望轨迹的反馈控制规律。研究结果表明,在系统动力学参数及动力学模型精确确定,跟踪误差及需要的     

目标电磁散射特性的混合法研究

从Ｓｔｒａｔｔｏｎ－Ｃｈｕ公式出发，利用阻抗边界条件，得出阻抗边界条件积分方程，将目标表面分成不同的区域，有些区域用高频解析方法求出其表面电流，有些区域利用矩量法解阻抗边界条件积分方程得表面电流。本文以橄榄体（包括介质涂敷情形）为例，计算其电磁散射特性，混合法计算结果与实测结果或其他方法的计算结果比较吻合。