基于AT89S52的软件凸轮机构的研究

软件凸轮通过对产生凸轮轮廓的软件控制步进电机实现机械凸轮的功能,根据类速度的概念,建立了软件凸轮通电脉冲频率与凸轮机构从动件运动规律之间的数学模型。使用AT89S52单片机控制步进电机运动,从而实现了在不改变硬件系统的条件下,通过改变AT89S52单片机应用程序实现从动件不同的运动规律,即软件凸轮。提出了将类速度的概念应用于建立凸轮从动件运动规律的数学模型的新设想,其可行性已被初步的试验证实。     

摆动从动件圆柱凸轮机构的设计

本文论述了摆动从动件圆柱凸轮机构的设计方法,并对圆柱凸轮理论圆柱面的确定、摆动从动件的滚子半径的求解作了探讨,提出了求解圆柱凸轮廓线的新观点。     

盘形凸轮廓线设计的一种简单算法

在分析直动从动件盘形凸轮机构廓线方程的基础上,提出了一种计算过程较为简单的算法,并应用MATLAB仿真软件通过实例对该算法进行了验证.     

弧面分度凸轮实体建模研究

系统分析了弧面分度凸轮曲面的形成特点,根据空间啮合原理简洁地导出了弧面分度凸轮的廓面方程,利用旋转坐标的方法,建立了凸轮廓面与从动件上特征截面接触点的一般数学模型。在此基础上,提出了弧面分度凸轮实体建模方法,并以Solid Works软件为平台,进行了实例计算。该实体建模方法,为深入研究共轭曲面零件的实体造型问题奠定基础。     

新型高精度变焦距系统设计

简要介绍了传统凸轮结构变焦距系统的原理、组成及存在的问题,并针对传统凸轮结构变焦距系统存在的主要问题,提出了一种新型高精度变焦距系统,用直线步进电动机替代凸轮机构控制变倍组和补偿组在直线导轨上线性或非线性精确移动,用直线光栅尺替代电位计,完成焦距值实时输出,并对步进电机实现闭环控制。该系统比传统凸轮结构变焦距系统光轴晃动减少90%,定位精度提高80%。     

垂直相交孔相贯线的倒角夹具设计

由于孔径较小,垂直相交孔的相贯线部分去除毛刺、倒角、倒圆工序用常规工具无法实施操作。通过对垂直相交孔相贯线展开后曲线的分析,找到此空间曲线的变化规律,即基于相贯线的特点,切削刀具或磨头应当沿着一边旋转一边上下移动的空间曲线移动。为此设计了一个凸轮,以凸轮型面带动切削刀具或磨头完成空间曲线的加工。通过反复试验,解决了刀具的耐用度和啃刀问题。     

凸轮逆序测量方法

目前各杂志所发表的关于凸轮测量的文章，所讨论的均是凸轮的顺序测量方法，有关凸轮的逆序测量(反求工程)方法，尚未见于文字。本文将对凸轮的逆序测量方法进行探讨。     

MK_9S_2D压汽机的修理

压气机为双凸轮转子式,由发动机附件齿轮箱带动,从动转子与主动转子以2800r/min转速作反向同步转动,两转子与机匣之间的容积随之变化,从而不断地将空气吸入,然后压缩,供机舱空调之用。 该压气机是一个高速旋转的机件,过去由于修理工艺上存在一些问题,压气机常在空中或在地面被打坏。经过仔细研究分析发现打碎是由于在修理过程中没有对转子进行动平     

汽车后制动凸轮的坐标检测

CoordinateTestofAutomobileBrakeCamWangXiudian我厂生产的汽车后制动凸轮如图1所示，要求渐开线凸轮2工作面对φ40dC3mm轴的对称度不超过0．10mm；渐开线对基圆中心的实际位置与理论位置不超过0．06mm。为了确保加工中的凸轮符合设计要求，一般在精磨后，抽样检测。由于我厂没有检测凸轮的分度仪器和专用量具，为此，我们在检测此产品时，根据正弦原理，设计和制作了汽车后制动凸轮检具，采用精密量具和量仪，按渐开线形成原理，用极坐标方法进行检测。此检具结构简单，定位合理，使用方便，检测准确度高，避免了检测基准不合理所带来…     

大型凸轮自动检查仪简介

简要介绍了新近研制成功的船用柴油机大型片凸轮轮廓线测量的自动化测试仪器。该仪器改变了以前测量凸轮时所测头其形状和大小与从动轮相同的传统方法，只用１个标准测头，从凸轮的任意点开始采集１周，即能得到完整的被则凸轮误差。     

某型飞机前起落架回中凸轮故障分析和改进措施

推导了某型飞机前起落架回中凸轮最小压力角和最大压力角的计算公式。通过与其同类型飞机前起落架凸轮压力角的比较,指出某型飞机前起落架凸轮刚开始使用的时候,上、下凸轮接触面比较光滑,其摩擦系数比较小,此时实际压力角大于最小压力角,凸轮可以顺利回中;使用一段时间后,凸轮发生了磨损,表面粗糙度升高,上、下凸轮之间的摩擦系数增大,所需最小压力角相应增大;当凸轮之间的摩擦系数增大到一定程度后,回中所需的最小压力角将大于实际压力角,导致凸轮不能回中。但是,当凸轮的压力角增大,摩擦力也相应的增大,对上、下凸轮的磨损也增大,导致摩擦系数增大;当转弯作动筒驱动力不足以克服上、下凸轮之间的摩擦力和下部构件的重力而使凸轮转动时,前起落架操纵转弯将会变得困难。在不改变某型飞机前起落架缓冲性能的前提下,适当加大了凸轮的设计压力角,解决了前起落架凸轮不能回中的问题,并且前起落架可以顺利操纵转弯。     

航空发动机放气活门随动杆断裂故障分析

某航空发动机防喘系统的放气活门随动杆与放气活门控制杆相连接,将防喘调节系统的运动传递给随动杆的拨叉,操纵放气活门的启闭。随动杆断裂将导致发动机的防喘系统失效,直接影响发动机的安全使用。针对放气活门随动杆多次出现断裂故障问题,根据放气机构结构特点和随动杆断裂处安装环境和工作方式,对随动杆进行动应力测试及分析,结果表明:放气机构运行不正常会使放气机构零件磨损,从而使随动杆承受大的振动应力和冲击应力,振动应力和冲击应力的叠加作用是导致随动杆断裂的主要原因,为该故障诊断提供依据。     

领弹控制下的多导弹时间协同三维制导律

采用领弹一被领弹策略,在三维空间内设计了一种多导弹时间协同制导律。领弹在俯仰和偏航2个通道都采用增广比例导引,而被领弹在俯仰通道采用增广比例导引,但在偏航通道采用机动控制。该机动控制使被领弹与领弹在偏航面内达到时间协同,即在偏航面内被领弹与领弹的弹道曲率大小（相对于速度而言）趋于一致。俯仰通道上的增广比例导引使被领弹与领弹在该通道上的前置角逐渐趋于0,致使它们的弹道完全落于偏航面内,最终实现被领弹与领弹的协同,这意味着被领弹按照领弹的攻击时间攻击目标。在设计被领弹偏航通道的机动控制指令时,采用了动态逆方法。仿真结果验证了方法的有效性。     

Spacecraft formation-containment flying control with time-varying translational velocity

This paper investigates the problem of Spacecraft Formation-Containment Flying Control (SFCFC) when the desired translational velocity is time-varying. In SFCFC problem, there are multiple leader spacecraft and multiple follower spacecraft and SFCFC can be divided into leader spacecraft’s formation control and follower spacecraft’s containment control. First, under the condition that only a part of leader spacecraft can have access to the desired time-varying translational velocity, a velocity estimator is designed for each leader spacecraft. Secondly, based on the estimated translational velocity, a distributed formation control algorithm is designed for leader spacecraft to achieve the desired formation and move with the desired translational velocity simultaneously. Then, to ensure all follower spacecraft converge to the convex hull formed by the leader spacecraft, a distributed containment control algorithm is designed for follower spacecraft. Moreover, to reduce the dependence of the designed control algorithms on the graph information and increase system robustness, the control gains are changing adaptively and the parametric uncertainties are handled, respectively. Finally, simulation results are provided to illustrate the effectiveness of the theoretical results.     

周期性小范围刚体定点运动的组合凸轮实现

为实现给定规律的定点运动,通常采用3个伺服机构进行编程控制。针对周期性和小范围的特点,提出的实现方法是用一个组合凸轮（由两个平面盘形凸轮与一个圆柱凸轮组合而成的构件）同时控制刚体上的3点,以实现给定的运动。对比可见,这种方案大大降低了复杂性和成本,而可靠性却得以提高。     

侧向随动力作用下大展弦比柔性机翼的稳定性

 随动力能够诱发弹性结构发生颤振失稳。以侧向随动力和集中质量分别模拟发动机推力和外挂质量,考虑机翼垂直弯曲-扭转刚度比、集中质量大小、侧向随动力和集中质量的位置以及机翼后掠角和上反角的影响,研究了受侧向随动力作用的大展弦比柔性机翼的气动弹性稳定性。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了几何精确完全本征运动梁模型和ONERA动失速非定常气动力模型,该模型考虑了几何非线性、动失速和材料各向异性。模拟结果表明,侧向随动力对机翼颤振可以具有稳定作用,其具体表现依赖于若干变参数的影响,如：减小机翼垂直弯曲-扭转刚度比;发动机吊舱靠近翼根布置;使发动机推力作用点在法向上与机翼弹性轴靠近;单纯的集中质量避免布置在柔性机翼中部,且布置在机翼弹性轴之前或下方,这些设计或布置均有利于提高带发动机吊舱/有效载荷外挂的柔性机翼的气动弹性稳定性。     

航空发动机双转子系统“临界跟随”现象的机理及影响

为了探明“临界跟随”现象导致航空发动机振动居高不下的产生机理,建立了考虑中介轴承的双转子动力学模型,推导了双转子发生“临界跟随”现象时参数之间的关系,分析了“临界跟随”状态下转子系统的动力学特性。结果表明:“临界跟随”现象会导致转子系统无法越过盘偏摆振型临界转速,造成转子振动对不平衡质量分布极其敏感,其主要影响因素为盘极转动惯量与直径转动惯量的比值(简称惯量比)以及双转子增速比；当高压盘等效惯量比等于1,或增速比与任意低压盘惯量比相等时,转子系统表现出高压激励条件下的“临界跟随”特征；当低压盘惯量比等于1,或增速比与高压盘等效惯量比的乘积等于1时,转子系统表现出低压激励条件下的“临界跟随”特征。提出了必须严格控制航空发动机叶盘的等效惯量比以及双转子转速控制律的设计建议。      

基于相对方位信息和单间距测量的多智能体编队协同控制

由多个载体组成的多智能体系统对复杂环境具有更高的适应性,能够完成传统单个载体无法完成的任务。针对多智能体编队集结与队形移动跟踪问题,提出了一种改进的多智能体编队协同控制新算法。首先,以拒止环境下跟随智能体仅能通过光学传感器测量相对方位信息为任务背景,针对"领导者——第一跟随者"结构的多智能体编队,提出了基于相对方位信息与单间距测量的控制器,使得第一跟随者智能体可以追随移动的领导者智能体,并且可以通过改变与领导者智能体的间距对编队整体队形进行缩放控制。其次,提出一种了改进的分布式控制律,使得其他跟随者智能体可以仅通过两个相对方位信息完成编队飞行。然后,根据Lyapunov第二方法,构建了系统的能量函数,验证了所提出算法的稳定性。最后,通过数值仿真实验对所提算法进行了验证。仿真结果表明,基于该控制律多智能体系统能够完成编队集结、队形缩放和编队飞行的任务。     

Adaptive distributed observer design for containment control of heterogeneous discrete-time swarm systems

This paper develops both adaptive distributed dynamic state feedback control law and adaptive distributed measurement output feedback control law for heterogeneous discrete-time swarm systems with multiple leaders. The convex hull formed by the leaders and the system matrix of leaders is estimated via an adaptive distributed containment observer. Such estimations will feed the followers so that every follower can update the system matrix of the corresponding adaptive distributed containment observer and the system state of their neighbors. The followers cooperate with each other to achieve leader–follower consensus and thus solve the containment control problem over the network. Numerical results demonstrate the effectiveness and computational feasibility of the proposed control laws.     

拦截高超声速目标的异类导弹协同制导律

对于多导弹协同拦截高超声速目标的问题,设计了一种具有领弹-从弹拓扑结构的异类导弹协同制导律:配备有高性能导引头的领弹采用改进比例导引法拦截目标;未配备导引头的从弹利用通信手段,采用二阶一致性跟踪算法,对领弹进行跟踪。两类导弹同时命中目标,形成"多对一"的拦截态势。异构型的制导策略可以降低对导引设备的需求,具备较理想的作战效费比。领弹与从弹的弹道均源于改进比例导引法,具有较理想的弹道特性。给出了协同制导律在固定拓扑与切换拓扑下成立的充分条件。算例仿真验证了所提出的制导律能够实现对高超声速目标的协同拦截,具有良好的可行性。