主被动复合驱动空间探测柔性伸杆机构的参数匹配

基于主被动复合驱动的思想提出一种大伸展/收拢比、高载荷/自重比的新型伸缩式伸杆机构,以满足微纳探测器的实际应用需求,用于支撑各类探测载荷远离航天器本体,避免本体剩磁对空间待测信号的干扰,保证探测数据的准确性。首先,探索描述被动驱动源(弹簧铰链)的力矩驱动特性;然后,分析柔性伸杆的弯曲、扭转、压平和卷曲等力学性能。在此基础上,结合建立的柔性伸杆伸展速度、负载动能、弹簧铰链势能及主动驱动(电动机)力矩等参数的能量流约束方程,进行主、被动驱动和柔性伸杆的参数匹配研究;最后,利用有限元软件仿真和样机平台实验验证了参数匹配的合理性。仿真与实验结果表明,针对主被动复合驱动的空间探测柔性伸杆机构,通过合理的参数匹配,可实现柔性伸杆无褶皱地平稳伸展和收拢,为后续的机构设计和控制方案奠定了基础。     

后摆心潜入式喷管柔性接头力学特性数值仿真

针对后摆心潜入式喷管柔性接头在燃气压力与摆动联合载荷下,弹性件与增强件的力学特性计算问题,建立了对称刚体-柔性体结合的几何模型;采用了有限元方法,获取了柔性接头在燃气压力、摆动载荷及联合载荷下应力、弹性比力矩分布规律。研究表明:随着燃气压力增大,弹性比力矩降低;随摆角增大,弹性比力矩增大。文中的数值仿真方法,可以应用于柔性接头力学特性的计算,为柔性接头强度的安全性评估提供指导。     

载人月球探测器着陆缓冲机构构型方案研究

针对铝蜂窝缓冲器永久变形不利于探测器姿态调整的问题,提出了一种悬臂式着陆缓冲机构构型方案,采用丝杠滑块装置实现探测器姿态调整、着陆腿展开和收拢等功能,并开展了该机构参数设计和载荷分析。通过建立动力学模型,进行了着陆及姿态调整动力学仿真计算,验证了构型尺寸与载荷参数正确性。可为后续载人月球探测的着陆缓冲机构方案设计提供参考。     

空间站太阳翼伸展机构屈曲载荷分析与试验研究

针对空间站大面积柔性太阳电池翼整翼稳定性设计中的伸展机构屈曲载荷分析问题,以三跨斜拉索张紧力作用的盘绕式伸展机构为研究对象,采用求解轴压与斜拉索张紧力组合载荷作用下结构系统零固有频率的分析方法获得伸展机构临界屈曲载荷,并设计和开展相应试验,结果表明三跨伸展机构临界屈曲载荷仿真与试验结果吻合较好,验证了该方法求解伸展机构临界屈曲载荷的合理性。     

VSV调节机构阻滞力和调节精度的归因分析

基于ANCF方法和摩擦力的NURBS表达算法，构建了考虑装配间隙、尺寸公差、关键件柔性、热影响以及接触摩擦等因素的复杂VSV调节机构的刚柔耦合动力学模型，并依据部件空间分布关系和参数化表述开发了VSV调节机构的快速自动化建模流程，大大提升了建模效率。分别对VSV调节机构的单级模拟气动实验及热态联调实验状态进行了对比仿真，结果表明，所构建的VSV调节机构模型在阻滞力仿真方面具有较高的可信度，且气动力引起的摩擦力矩是造成机构阻滞力、角度调节迟滞和调节精度下降的主要原因，气动力矩对机构阻滞力和角度迟滞影响不明显，关键件柔性对阻滞力影响较小，但却是调节精度降低的内在因素。     

薄壁圆管开口式伸展臂卷绕过程力学特性分析

针对空间可自展开的薄壁圆管开口式伸展臂在展收过程中的大变形易导致杆件局部应变能、应力过高,从而使杆件撕裂失效的问题,通过建立伸展臂应变能、驱动力矩解析模型,建立卷绕过程有限元模型,得到了伸展臂卷绕过程中应变能、驱动力矩,研究了应变能、驱动力矩对伸展臂尺寸参数变化的敏感度;同时根据第四强度理论分析了伸展臂最大Von Mises等效应力点的位置及其在卷绕过程中的变化规律。结果表明:总应变能、驱动力矩对伸展臂厚度的改变最敏感,对开口角度最不敏感,伸展臂外半径及卷轴外半径对伸展臂的影响曲线存在极值;伸展臂在由自由弯曲向卷绕弯曲过渡及展平端附近易发生失效;伸展臂卷绕过程中最大等效应力点始终位于伸展臂端部,卷绕一周后该点始终位于伸展臂端部横截面中心处,其等效应力值随着卷绕的进行不断增高,该点为伸展臂上最易失效点。     

基于Simulink的货舱门收放机构建模与仿真

为了研究货舱门收放机构的载荷及运动特性,根据力矩平衡原理、伯努利方程及转动定理推导出该收放机构的力学和运动学模型;利用Simulink建立了货舱门收放机构的计算模型,通过仿真得到了货舱门收放机构载荷、速度、加速度变化等重要参数。仿真结果表明,该模型有效地模拟了收放机构载荷及运动特性,为货舱门收放机构的设计提供了参考。     

超燃冲压发动机主被动复合热防护系统方案设计思考

针对当前超燃冲压发动机热防护技术面临的困境,为了突破更高飞行马赫数下的热障限制,提出了一种采用冷却剂与被动材料共同承担热载荷的主被动复合热防护技术。分析了主被动复合热防护技术的设计内涵及总体设计原则,讨论了被动层承担的热载荷和被动复合材料的导热系数、厚度之间的关系,并以C/SiC作为被动复合材料,对比分析了主被动复合热防护方案的优势。研究表明,当C/SiC厚度为4mm时,大致可将马赫数为6.5,当量比0.5工况下的热流密度降低42%。      

主被动复合驱动自适应指爪机构的抓取模式分析

为了满足空间在轨服务任务的多样化需求,基于主被动复合驱动思想提出一种自适应末端操作器——二指连杆欠驱动指爪机构,并对其抓取模式进行定量分析。首先,在描述指爪机构运动学关系的基础上,根据虚功原理建立机构的静力平衡方程。在此基础上,对其进行静力学分析可知,机构平衡状态下与目标物的接触力不仅取决于机构的几何尺寸,还与接触点位置有关;而机构的抓取模式取决于约束空间内系统的受力情况,因此该指爪能够根据不同形状目标物与机构接触点位置的不同,自适应地选择抓取模式,包括平行抓取、包络抓取等。最后,通过实验样机对不同形状物体进行抓取实验,验证了指爪机构抓取目标的自适应性,为后续的机构设计和控制应用奠定理论和技术基础。     

民用飞机后缘襟翼机构设计仿真计算研究

研究了民用飞机后缘襟翼运动机构,并对几种常见的机构形式进行了对比分析。重点研究连杆滑轨机构,它具有驱动力矩小和襟翼扭转力矩小的特点,并且在飞机起飞时襟翼偏角小,同时有较大的富勒运动。根据连杆滑轨机构的特点和机构学理论,建立数学仿真计算模型,并用C++编写了计算仿真软件。文中针对某飞机后缘襟翼参数,通过计算仿真软件计算出襟翼偏角与富勒运动量、缝隙之间的关系以及驱动角与襟翼偏角、富勒运动量、缝隙之间的关系,取得良好结果,证明了该方法的可行性。     

Adaptive fuzzy terminal sliding mode control for the free-floating space manipulator with free-swinging joint failure

Space manipulator with free-swinging joint failure simultaneously contains kinematic and dynamic coupling relationships, so it belongs to a new underactuated system. To allow the manipulator to carry on tasks, an effective robust underactuated control method for the space manipulator with free-swinging joint failure is studied in this paper. Considering the effect of model uncertainty and joint torque disturbance, a robust underactuated control system based on the Terminal Sliding Mode Controller (TSMC) is designed, but two drawbacks are discussed: (A) Robustness depraves with eliminating chattering. (B) Control parameters are difficult to be determined under unknown uncertainty and disturbance. To improve the TSMC, the adaptive fuzzy controller is introduced to estimate the real effect of unknown uncertainty and disturbance according to deviations of sliding mode and its reaching law. The estimated result is directly compensated into active joints torque. In simulation, the space manipulator with free-swinging joint executes tasks based on the TSMC and the Adaptive Fuzzy Terminal Sliding Mode Controller (AFTSMC) respectively. Same tasks can be finished with smaller joints torque and stronger robustness based on the AFTSMC. Therefore, AFTSMC can serve as an effective robust control method for the space manipulator with free-swinging joint failure under unknown model uncertainty and torque disturbance.     

带有空间机械臂的航天器系统惯性参数辨识

针对航天器惯性参数在轨辨识问题,文章以空间机械臂为研究对象,建立了带有空间机械臂的航天器系统动力学模型,并进行了空间机械臂的动力学分析。通过规划一种复杂的空间机械臂的运动轨迹,对机械臂各关节施加合适激励的方法,使空间机械臂做充分可变构型运动。该运动会改变航天器系统的惯性分布,从而引起航天器系统速度变化。然后,通过ADAMS(Automatic Dynamic Analysis of Mechanical Systems,机械系统动力学自动分析)软件建模测量这些速度变化,计算出空间机械臂的惯性变化,进而基于动量和动量距守恒的方法建立线性回归方程。最后,通过应用递推最小二乘法解线性回归方程组,辨识出了航天器的惯性参数。仿真分析结果表明了所辨识的航天器惯性参数的有效性和准确性。     

Parameter optimization for torsion spring of deployable solar array system with multiple clearance joints considering rigid–flexible coupling dynamics

In this paper, four novel evaluation indices and corresponding hierarchical optimization strategies are proposed for a deployable solar array system considering panel flexibility and joint clearance. The deployable solar array model consists of a rigid main-body, two panels and four key mechanisms, containing torsion spring mechanism, closed cable loop mechanism, latch mechanism and attitude adjustment mechanism. Rigid and flexible components are established by Nodal Coordinate Formulation and A...     

利用二次优化实现柔性冗余度机器人关节力矩最小化研究

 对基于振动抑制的柔性冗余度机器人关节力矩的最小化进行了研究。通过分析影响柔性机器人弹性动力响应的因素,得出了在结构参数不变的情况下可以通过适当调整关节运动参数来提高机器人动态性能的结论。在此基础上,通过对柔性冗余度机器人的关节运动进行研究,提出了通过自运动的适当选取从而抑制机器人柔性振动的方法。通过对满足抑振要求的自运动的选取进行分析,指出柔性冗余度机器人在实现振动抑制的基础上还具有二次优化的能力,并且利用这种二次优化的能力得出了基于振动抑制的最小化关节力矩的方法。数值仿真验证了该方法的有效性。     

旋翼反扭矩系统结构参数对其气动特性的影响分析

针对一种新型的横流风扇式旋翼反扭矩系统,对该系统的流场进行了数值模拟.通过CFD计算,分析了这种新型反扭矩系统的结构参数对其流场的影响,找出该反扭矩系统的最优几何参数,使得这种新型反扭矩系统能够获得更好的性能.     

Parameter optimization of controllable local degree of freedom for reducing vibration of flexible manipulator

 Parameter optimization of the controllable local degree of freedom is studied for reducing vibration of the flexible manipulator at the lowest possible cost. The controllable local degrees of freedom are suggested and introduced to the topological structure of the flexible manipulator, and used as an effective way to alleviate vibration through dynamic coupling. Parameters introduced by the controllable local degrees of freedom are analyzed and their influences on vibration reduction are investigated. A strategy to optimize these parameters is put forward and the corresponding optimization method is suggested based on Particle Swarm Optimization (PSO). Simulations are conducted and results of case studies confirm that the proposed optimization method is effective in reducing vibration of the flexible manipulator at the lowest possible cost.     

Instrument Boom Mechanisms on the THEMIS Satellites; Magnetometer, Radial Wire, and Axial Booms

The five “Time History of Events and Macroscale Interactions during Substorms” (THEMIS) micro-satellites launched on a common carrier by a Delta II, 7925 heavy, on February 17, 2007. This is the fifth launch in the NASA MeDIum class EXplorer (MIDEX) program. In the mission proposal the decision was made to have the University of California Berkeley Space Sciences Laboratory (UCB-SSL) mechanical engineering staff provide all of the spacecraft appendages, in order to meet the short development schedule, and to insure compatibility. This paper describes the systems engineering, design, development, testing, and on-orbit deployment of these boom systems that include: the 1 and 2 meter carbon fiber composite magnetometer booms, the 40 and 50 m tip to tip orthogonal spin-plane wire boom pairs, and the 6.3 m dipole stiff axial booms.     

太阳帆航天器动力学建模与求解

 太阳帆航天器动力学建模与求解是姿态控制与结构振动抑制的基础，具有重要的理论与工程意义。针对带有控制杆和控制叶片的太阳帆航天器，进行结构的合理简化。应用矢量力学基本原理，推导出考虑弹性振动的太阳帆航天器姿态动力学方程，再对其进行简化，分别得到基于控制叶片和控制杆的两类太阳帆航天器的姿态动力学方程，联立太阳帆支撑杆振动方程，结合非约束模态的定义对运行于超地球同步转移轨道的太阳帆航天器动力学方程进行了求解及分析，结果表明所建立的太阳帆动力学模型可准确地描述柔性太阳帆航天器的动力学特性。     

柔性冗余度机器人改善频率特性的研究

 对改善柔性冗余度机器人的频率特性进行了研究。首先分析了影响柔性机器人固有频率的因素,得出了在结构参数不变的情况下可以通过适当调整关节运动参数来提高机器人固有频率的结论。然后分析了机器人的自运动与关节运动参数之间的关系。在此基础上,提出了在保证末端名义运动不变的情况下通过规划柔性冗余度机器人的自运动调整关节运动参数来提高系统的固有频率,以避开动力奇异并改善机器人动态性能的方法,此外给出了相应的优化算法。最后通过数值仿真验证了该方法的有效性。     

利用飞轮的航天器姿态跟踪与能量存储

研究航天器集成能量与姿态控制系统中飞轮的控制律。系统中飞轮是姿态控制的执行机构，同时也是储能装置。首先利用Lyapunov方法设计了航天器姿态跟踪的反馈控制律，然后研究一种力矩形式的飞轮控制律。利用奇异值分解方法把飞轮组的控制力矩向量分解为3部分相互正交的力矩向量，一部分用来提供姿态控制力矩，一部分用来以给定的功率储能，另一部分完成轮速平衡以避免由于各飞轮轮速差异过大引起的飞轮饱和。提出了一种基于动能反馈的储能功率规划方案来保证系统的能量平衡，可以避免由于过剩能量引起的飞轮饱和。数值仿真结果验证了控制方案的有效性。