一种飞轮密封罩优化设计方法

研究飞轮密封罩的结构优化设计方法.首先综合分析了利用凸弧和凹弧构建密封罩结构外形曲线的设计思路,在此基础上提出凹凸弧方案;进而据此推导出凹弧弓高极值,构建一系列飞轮密封罩结构模型;最后以某飞轮密封罩为分析对象,利用有限元技术研究其稳定性等性能随外形参数的变化规律.这种新的设计思路可对类似产品结构的设计提供指导.     

飞轮焊接温度场数值模拟研究

密封焊接是飞轮装配的关键工序,为了保证密封焊接的质量,需要确定焊接过程中飞轮的温度场分布情况.对某类型飞轮的焊接温度场进行了数值模拟,并将计算结果与试验测试数据进行对比和分析,结果表明：数值模拟与测试结果相吻合,有限元分析模型反映了飞轮在密封焊接过程中的温度场分布情况.     

260型抽气管卡口力学有限元分析及其优化改进研究

某飞轮所用260型抽气管具有结构紧凑的特点;但是在卡口密封时如果焊接抽气管所用钎料变形受力过大,可能导致飞轮内部真空泄漏.利用有限元分析软件,对某飞轮所用260型及其改进型抽气管卡口时的受力情况进行了分析,分析结果表明现有260型抽气管受力安全.并提出了改进的最优方案,可为后续完善该处结构设计、提高飞轮密封可靠性提供参考.     

反作用轮密封罩结构抗屈曲设计计算及试验

反作用轮密封罩结构对保证反作用轮正常工作具有重要的作用,其稳定性直接影响反作用轮性能的稳定性.针对某反作用轮密封罩结构,基于通用有限元分析软件ANSYS,利用特征值屈曲分析和非线性屈曲分析两种方法,通过对影响反作用轮密封罩结构稳定性能的关键因素的定量研究,指出壳面形态是影响密封罩稳定性能的关键因素,提出了该类密封罩结构的设计应采用小凸大凹弧的设计方案,说明了两种屈曲分析方法对该类问题的适用范围.反作用轮密封罩的地面模拟试验结果说明了采用非线性屈曲分析方法预测临界屈曲载荷在工程上是可行的.结果为反作用飞轮密封罩结构以及同类产品的设计提供参考.     

飞轮扰动经验模型参数的识别与改进

对飞轮扰动模型参数的精确识别是研究光学卫星高稳定度、高分辨率成像的基础. 目前, 飞轮的扰动模型识别主要有两种: 经验模型和分析模型. 经验模型需要识别的参数是谐波级数和幅值系数, 而当前存在的参数识别算法忽略了时域截断的影响, 导致幅值系数识别存在较大偏差, 这会引起扰动响应分析的不确定性. 针对上述情况, 提出了窗函数法和与其相关的频域恢复技术, 有效弥补了时域截断的影响. 通过实验仿真结果可见, 该方法大幅度提高了幅值系数的识别精度.      

基于自适应观测器的飞轮故障诊断物理仿真

研究了反作用飞轮的故障诊断问题.针对反作用飞轮的非线性数学模型,分析了其故障模式,建立了其故障的参数化描述方法,并在此基础上提出了一种基于参数自适应投影的反作用飞轮故障诊断方法.该方法通过构造观测器,利用参数自适应投影算法来更新参数信息,保证观测器的误差收敛到零.最后对飞轮的正常模式和3种故障模式进行了物理仿真实验,结果表明提出的方法有效可行.     

飞轮隔振平台组合系统的动力学建模

为分析隔振平台对星上飞轮扰动的衰减效果,研究了飞轮隔振平台组合系统的动力学建模问题.首先推导出含有静动不平衡量的飞轮加隔振平台组合系统的动力学模型.从模型中得出,飞轮和平台之间存在耦合;转子的静动不平衡会体现为飞轮的多项扰动力和扰动力矩.其次,对这些扰动项进行量级分析,并据此简化系统方程.最后利用数值仿真将简化模型与之前的完整模型作对比,验证了此简化模型的合理性;并通过初步的整星系统仿真,说明了隔振系统对航天器姿态稳定度的改善效果.     

叶片式液压摆动马达的非线性泄漏分析

摆叶马达是一种高精度的液压执行机构,内部密封结构较复杂.针对摆叶马达的密封结构特性,分析了它的泄漏组成,提出了它的非线性泄漏计算模型,并得出影响泄漏的关键因素和减小泄漏需采取的措施.在工程实际中,摆叶马达存在密封失效的问题,通过理论分析得出了密封失效的原因在于轴肩密封,轴肩密封中O形圈的预压缩量决定了密封失效的临界压力.摆叶马达泄漏量的增大不仅仅与密封压力和速度有关,而且与马达叶片转角也有关系,它的非线性模型也为液压伺服系统提供了理论依据.     

消除转接支架影响的飞轮振动数据处理方法

针对飞轮振动测量中转接支架引起的振动数据偏差问题,提出了一种消除转接支架影响的飞轮振动数据处理方法,并进行了实际应用,利用相干函数检验了转接支架频响函数的实际测试精度,实际应用表明该方法具有一定的可行性和有效性.     

一种磁悬浮飞轮增益预调交叉反馈控制方法

磁悬浮飞轮转子在高转速下表现出的陀螺效应是影响系统稳定性的主要因素.为了提高磁悬浮飞轮的失稳转速,针对陀螺效应引起的系统章动失稳和进动失稳,提出了一种基于转速的增益预调交叉反馈控制方法,针对不同的转速段,建立在线控制相对应的交叉反馈通道增益和带宽参数表,对进动模态和章动模态分别实现交叉相位补偿.采用该控制方法用经典控制理论中的根轨迹法对系统的章动稳定性进行了仿真并对控制参数进行了优化.仿真和实验结果表明,采用这种基于转速的增益预调交叉反馈的控制算法,能够有效地抑制磁悬浮飞轮转子陀螺效应所导致的章动失稳,所设计的磁悬浮飞轮原理样机能够稳定运行在其额定转速30000r/min.      

基于LightGBM的卫星飞轮温度预测

为保障卫星的正常在轨运行,地面系统需要对卫星运行状态进行监控预警,其中对卫星各系统的温度监控尤为重要.温度不仅直接反映卫星系统的健康状态,更会对系统器件的性能和寿命造成影响.飞轮作为卫星姿态控制系统的重要组件,其温度变化是识别姿态控制系统状态的重要信息.卫星飞轮温度的预测与预警对卫星在轨稳定运行具有重要意义.本文基于某在轨卫星遥测数据,结合空间环境数据,应用LightGBM机器学习框架研究建立梯度提升决策树模型,对卫星飞轮温度进行预测.经与实际遥测温度值进行对比验证,预测精度可以满足对卫星飞轮温度的监视需求.研究结果可应用于地面系统,对卫星姿态控制系统可能发生的温度异常进行预警,使地面运控人员能够提前规避风险,保障卫星的安全在轨运行.      

基于灰度预测的无刷直流电机控制

针对传统PID控制器抗干扰能力差，参数调节繁琐等问题，提出了灰度预测控制器。对灰度预测算法进行了详细的理论分析和数学建模，利用最速梯度法对控制器参数进行调整，设计了参数自适应调整的控制器；对飞轮使用的无刷直流电机进行了较为准确的模型建立，并在此基础上设计了基于灰度预测控制器的电机控制仿真模型。通过仿真分析了两种控制器在正常加速和受到干扰两种情况下的不同表现，验证了灰度预测控制器在调节效果和稳定性等方面的优越性。     

Active vibration suppression for flexible satellites using a novel component synthesis method

This paper is devoted to developing a closed-loop vibration suppression controller for a satellite with large flexible appendages based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method. The dynamics model of a flexible satellite is firstly established by using the Newton–Euler methodology, and the dynamics model of the flywheel is also developed. A novel CSVS method is presented based on zero-vibration differentiator (ZVD), which can guarantee multi-order vibration suppression. Combined with the proposed CSVS method, traditional closed-loop controllers such as PD or sliding mode controllers can be applied to active vibration suppression. The stability of the proposed closed-loop CSVS controller is proved by the Lyapunov theory. Subsequently, the dynamic optimal control allocation algorithm is proposed for six flywheels, and a novel nonsingular fast terminal sliding mode controller is developed to obtain practical voltage control input for the flywheel drive control system. Finally, numerical simulations are carried out to validate the effectiveness of the proposed method.     

双圈磁钢飞轮电机的设计及优化

反作用飞轮系统是卫星等航天器实现姿态调节的执行机构，目前国内卫星姿态调节用的飞轮电机是常规单层磁钢飞轮电机，根据该系统对飞轮电机的具体性能要求，在常规飞轮电机的基础上提出一种双圈磁钢结构的飞轮电机，以此改善常规飞轮电机气隙磁密波形及反电势波形质量不高、转矩波动和电机损耗大等问题。首先采用有限元软件对双圈磁钢飞轮电机进行结构设计，其次在双圈磁钢飞轮电机尺寸确定的情况下，对电机的磁极对数和极弧系数进行优化，由于双圈磁钢飞轮电机的磁钢产生的磁密在气隙中分布相比常规飞轮电机更加均匀，所以最后将其与常规飞轮电机进行定量对比，对比结果表明，双圈磁钢飞轮电机的气隙磁密波形质量比常规飞轮电机的气隙磁密波形质量更好，其转矩脉动更小，提高了反作用飞轮系统的控制精度和稳定性。同时双圈磁钢飞轮电机的电机损耗更小，增大了飞轮电机的运行效率。     

挠性支承对飞轮隔振系统性能的影响分析

飞轮的高速转子在运转过程中会激发微幅多频振动,对航天器的高精度姿态稳定控制产生不利影响.本文基于飞轮隔振系统结构,建立其动力学模型,并通过实验验证该被动隔振装置的固有模态.对增加挠性支承的飞轮隔振系统的数学模型,通过仿真分析隔振装置在挠性支承条件下对飞轮扰动的抑制效果,实验测试了不同挠性支承条件对飞轮隔振系统微振动特性的影响.结果表明,隔振装置在悬臂挠性支承条件下依然具有优异的隔振性能,挠性支承刚度的适当减弱有利于飞轮隔振系统抑制扰动;挠性支承刚度会降低飞轮隔振系统的二阶结构固有振动频率,但基本不影响其涡动特性.     

面向可靠性预计的软件运行时行为模型构造方法

运行时行为模型构造是面向可靠性预计的软件运行时模型构造的组成部分，为软件可靠性预计提供运行时组件与组件之间的动态交互关系和状态之间的转移概率信息。基于Java开发平台提出了一种基于非侵入式监控的软件运行时行为模型的构造方法，包括获得当前时刻的运行时体系结构模型；根据运行时体系结构模型确定监控对象；声明监控方法中的代理Bean；声明监控方法中的监控Bean，实现对组件动态调用信息的提取；声明代理Bean和监控Bean的接口；基于模型构造算法实现对运行时行为模型的构造等步骤。基于Rainbow-znn软件进行了实例应用，验证了所提方法的可行性。      

基于有限元的高速储能飞轮转子设计

利用解析法计算出高速储能飞轮转子护套所需过盈量的范围,利用有限元软件进行静止状态和工作状态下护套的应力分析,仿真结果与解析计算结果基本吻合,验证了结果的有效性。分析了装配过程中,护套加热产生的热变形,为护套的过盈安装提供了依据。最后, 对飞轮转子的模态进行了仿真和实验, 两者结果的误差为0.6%。     

未知载荷条件下机械系统剩余寿命预测方法

针对无法确定复杂机械系统的随机工作载荷的问题，提出了一种基于隐半马尔可夫模型(HSMM)的寿命预测方法。在完成基于隐半马尔可夫模型的载荷空间构建后，引入前向-后向过渡参数，并结合Viterbi算法对模型参数进行求解，通过估计参数预测随机未来载荷的转移走向及对应的概率。将载荷预测的结果结合基于多传感器信息的寿命预测模型预测系统的剩余寿命。使用NASA的商用模块化航空推进系统仿真数据验证所提方法的有效性和正确性。