常闭式电磁制动器驱动结构设计及性能分析

针对常闭式电磁制动器耗能高、制动力密度小、励磁线圈发热严重等缺点,尝试将永磁体引入至制动器驱动结构中,设计出了一种电磁与永磁混合作用的新型电永磁驱动结构。结合有限元软件,采用有限元法分析了其内部磁通量分布并研究励磁线圈电流、气隙及永磁体结构形状等因素对电磁力的影响。结果表明,电磁与永磁两磁场耦合性较好,电磁吸力随电流增加及气隙的减小增幅较大,且同等条件下L形永磁体的电磁驱动结构对衔铁的吸力最大,对电磁制动器轻量化研究具有指导意义。     

常闭式电磁制动器驱动结构设计及性能分析

针对常闭式电磁制动器耗能高、制动力密度小、励磁线圈发热严重等缺点，尝试将永磁体引入至制动器驱动结构中，设计出了一种电磁与永磁混合作用的新型电永磁驱动结构。结合有限元软件，采用有限元法分析了其内部磁通量分布并研究励磁线圈电流、气隙及永磁体结构形状等因素对电磁力的影响。结果表明，电磁与永磁两磁场耦合性较好，电磁吸力随电流增加及气隙的减小增幅较大，且同等条件下L形永磁体的电磁驱动结构对衔铁的吸力最大，对电磁制动器轻量化研究具有指导意义。     

电波吸收室的电磁屏蔽问题

<正> 卫星天线及星上无线系统检测常要求一个无反射自由空间以模拟太空环境。为此近年来利用微波吸收材料建造了各种类型的电波吸收室。有关形成无反射自由空间的设计已有不少论述。在此就不予讨论了。除此之外,往往还要求置于无反射自由空间的待测天线和系统不应受到外界任何电磁场的干扰。同时出于保密和电磁相容性考虑也不允许无反射自由空间的待测电磁场有任何泄漏。再加上保护操作人员免遭强功率高频电磁场危害问题也日渐引起重视。诸如这类问题一般都需通过电磁屏蔽来解决。目前有关系统地讨论电波吸收室电磁屏蔽     

发射天线配置对混响室性能的影响研究

为了优化混响室的结构设计,采用基于矩量法的电磁仿真软件FEKO分别对不同发射天线配置时混响室内的电磁场进行了仿真计算,考察了发射天线的种类和位置对混响室场性能的影响,结果表明选择合适的发射天线并进行合理的位置设计能显著改善混响室内电场的性能。     

集气腔总压对电弧喷射推力器工作过程的影响

为了研究集气腔总压对电弧喷射推力器工作过程的影响,在分析其工作机理的基础上采用化学非平衡流动和稳态电磁流体电磁场模型对不同集气腔总压下推力器工作过程进行了数值模拟.流体力学方程组和电磁场方程考虑了多种流动机理及电磁场与高温电离气体的相互作用,化学动力学模型考虑了各种碰撞反应.采用二阶精度NND格式求解流体力学方程组,采用有限速率化学反应模型计算组分生成率,采用交替方向隐式(ADI)超松弛迭代法求解电磁场离散方程.给出了不同集气腔总压下推力器内部参数分布及其宏观性能.研究表明,集气腔总压对推力器工作过程具有多方面的影响,在保证电弧稳定的情况下,适当提高集气腔总压可同时提高比冲和推进效率.     

复杂电磁环境辐射-散射耦合场快速预估方法

针对复杂电磁环境中目标散射体和干扰辐射源同时存在,影响目标回波散射场的问题,提出了一种基于辐射源方向图和极化散射矩阵数据的耦合场快速预估方法。利用可提前独立获取和加载的辐射源方向图及目标各个方向的散射数据,实现了辐射-散射耦合场景下空间总电磁场的近实时快速预估。仿真计算了辐射源与散射体不同距离和相对强度下场景的总电场变化情况,验证了辐射-散射耦合效应对目标回波场存在显著影响。无需使用电磁计算方法对场景进行重新计算,满足复杂电磁环境内场仿真试验对实时提供数据的需求,具有工程应用价值。      

飞机系统可靠性的电磁兼容预测研究

对飞机可靠性工程中的有关系统内电磁瘘容性分析和预测程序进行了研究开发，详细论述了天线对天线干扰的传播模型、导线与导线间的耦合模型、电磁场对导线的感应模型、设备对设备的耦合模型以及其编程语言、输入数据处理方法等开发技术。给出其计算结果，并与实验数据作了比较，结果表明，可提高系统的可靠性。     

基于INBC的周期结构FDTD方法

针对周期结构电磁特性参数求解问题,介绍了一种基于网络分析法、矢量拟合法,用来快速求解低剖面周期结构电磁特性参数的内部阻抗边界条件（INBC）与时域有限差分（FDTD）结合的INBC-FDTD计算方法。该方法将金属层的二端口频域阻抗参数曲线先通过矢量拟合法进行有理分式拟合,再对其进行时域变换后嵌入FDTD公式完成对电场、磁场的更新工作。所提方法完整地考虑了在金属层传输的电磁场,其二端口网络阻抗参数全面地考虑了端口之间的互耦问题。      

时域有限差分法连接边界电磁泄漏

用时域有限差分法计算目标的雷达散射截面时,一般用连接边界来引入平面入射波.理想情况下,当总场区没有散射目标时,该区域仅有入射波,散射场区电磁波为0.但在实际计算过程中,散射场区的电磁波一般不会严格等于0,这是因为在连接边界引入入射波时产生了电磁泄漏.一维情形下,用散射场区电场的平方和来衡量电磁泄漏程度.二维情形下,用等效原理将散射场区的电磁场进行远场外推,得到雷达散射截面,以此衡量电磁泄漏的大小.研究表明:时间步长、入射角度都能影响电磁泄漏大小.为使电磁泄漏较小,时间步长应接近于稳定性要求的最小步长,入射方向应避免垂直于计算区域边界.     

收发分离偏馈单反射面紧缩场静区评估方法

根据Lorentz互易定理,提出了一种对收发分离偏馈单反射面紧缩场静区评估的方法.两个馈源与反射面分别构成独立的、互为测量关系的天线系统,在相同静区位置构成各自的天线口面.对这两个等效天线系统在该平面产生的电磁场进行测试,得到收发系统在静区位置各自的电磁特性.根据收发天线各自的电磁场分布,按照天线接收原理可以得到双站合成的等效静区.双站等效静区呈对称分布,但相对于单站静区分布,双站等效静区范围变小,波动更小,边缘下降更平缓.采用物理光学法对上述等效静区进行了仿真,并进一步通过实验测试对此静区评估方法的有效性进行了验证.     

交会对接发动机配置比较研究

介绍执行空间交会对接任务的几个典型的飞船的发动机配置,通过比较,分析执行不同交会对接任务飞船的发动机配置的优缺点,提出了交会对接任务发动机配置设计时需要考虑的因素,并得出一些具有共性的结论,为后续交会对接任务的发动机配置提供参考.     

带有偏心轮的锁钩式结构锁运动性能和力分析

锁钩式结构锁因动作速度快和误差补偿能力好而广泛应用于空间对接装置中。文章对两航天器空间对接正常拉紧过程中带有偏心轮的锁钩式结构锁进行了受力分析 :分析了对接框下端面粗糙度对结构锁拉紧力的影响 ;针对“仅一组钢索传动”的故障情况 ,进行了结构锁的力学计算 ;提出了改善结构锁啮合性能的方法———增大主动钩特征点的 y坐标值 ,尽可能减小偏心轮偏心距。导出了主动钩啮合面法线与对接框平面法线的夹角计算公式以及结构锁法向载荷在啮合间隙误差影响下的计算公式 ,为设计提供依据     

空间交会对接的智能控制

探讨了交会对接过程自动寻的阶段的智能控制策略及绕飞和最后逼近阶段的模糊控制问题,并针对实际条件给出了仿真结果,证明介绍的控制策略是可行的。     

基于非稳态间断刹车的刹车盘寿命计算

针对外场刹车盘使用寿命普遍短于试验预测值的问题,通过刹车摩擦系数曲线,以真实碳刹车使用统计规律为区间,拟合非稳态间断刹车的摩擦系数曲线,并运用动力学原理计算单次刹停和非稳态间断刹停的磨损行程,根据磨粒磨损计算公式得出2种刹车方式下的磨损比为1:1.899 7~1:2.036 3,与外场统计结果1:1.88~1:2.09相比,精度较高.计算中发现,在非稳态间断刹车过程中磨损工况变差是造成外场磨损加剧的主要原因,验证了连续刹车过程中形成的摩擦膜对减小磨损的重要作用.研究成果对于刹车寿命试验的改进和不同材料刹车盘外场寿命预测提供了一种理论计算的方法.      

基于制动边界与意图识别的再生制动策略

有效的再生制动策略能够增加电动汽车回收能量,提高其续航能力。通过汽车制动动力学以及相关法规的分析,提出了基于边界最大化的再生制动力分配策略,建立了基于制动踏板深度、车速、SOC的模糊制动意图识别模型,识别驾驶员制动意图;建立了基于电机效率曲线的电池充电保护模型,限制电池充电电流。通过对Cruise仿真平台的二次开发,研究本文提出的再生制动策略对于电动汽车续驶里程的影响。在新欧洲行驶循环(NEDC)条件下,该策略能够增加电动汽车续驶里程7.8%;在美国联邦环保局测试工况(FTP75)条件下,该策略能够增加电动汽车续驶里程27.3%。     

非合作目标拖拉式对接机构设计与分析

针对非合作目标对接技术的要求和特点,提出了一种以卫星远地点喷管为对接接口的非合作目标拖拉式对接机构方案。设计了拖拉式对接机构的具体结构并建立其三维CAD模型,根据此模型,对机构进行了包络范围的求解;使用ADAMS软件对机构进行了动力学仿真,分析了对接过程中目标星与机械臂的动态特性,分析了对接过程中捕获力与关节受力情况。计算与仿真结果表明,提出的对接机构能够对目标进行有效、可靠的对接捕获,碰撞接触力小于280N,不会造成本体及目标的破坏。与以往对接机构相比,此拖拉式对接机构具有结构简单、可靠性高、捕获范围大、控制方法简单等优点,且机构受力合理,适合作为空间非合作目标对接的捕获装置。     

Tube-based robust output feedback model predictive control for autonomous rendezvous and docking with a tumbling target

In this paper, a tube-based robust output feedback model predictive control method (TRMPC) is proposed for controlling chaser spacecraft docking with a tumbling target in near-circular orbit. The controller contains a simple, stable, Luenberger state estimator and a tube-based robust model predictive controller. Several practical challenges are also considered under dock-enabling conditions, such as the control saturation, velocity constraint, approach corridor constraint, and collision avoidance constraint. Meanwhile, uncertainties are carefully analyzed when designing the controller, including dynamics uncertainty, measurement error, and control deviation. The TRMPC ensures that all possible state trajectories with uncertainties lie in the minimum robust positively invariant set (mRPI, i.e., the so-called tube in this paper). The tube center is the solution of a nominal (without uncertainties) system. Another important contribution of this paper is to propose a technique where it is unnecessary to calculate the mRPI explicitly. Thereby, the ‘curse of dimensionality’ can be avoided for a six-dimensional system. To verify the feasibility of the proposed TRMPC strategy in the presence of uncertainties, two scenarios of autonomous rendezvous and docking (AR&D) are simulated. The simulation results show that the TRMPC method is more efficient in minimizing the uncertainties, fuel consumption, and computational cost, compared to the classic model predictive control (MPC) method.     

基于自校正模糊神经控制的无刷直流传动系统

提出了一种自校正模糊神经网络控制器(SCFNNC)来实现无刷直流电动机起动、调速、制动等各运行阶段的性能指标.该SCFNNC是采用调整系统增益参数的方法完成较完善的控制规则的.重点研究了系统自校正增益参数的确定方法,模糊控制器的设计,人工神经网络实现模糊控制规则的方法等.自校正增益参数是根据系统对超调量、转速稳态误差、动态速降的期望值来确定的.设计模糊控制器时是根据系统的性能指标,确定出合适的模糊控制规则表,用于训练神经网络.为使系统的性能达到最佳,采用了自校正模糊神经控制、开关控制和比例控制相结合的复合控制方法,通过数学仿真证实配备SCFNNC的系统具有优良的动、静态特性,及较强的鲁棒性.     

飞机防滑刹车控制系统LQ最优控制仿真

采用现代控制理论线性二次型(LQ)最优控制理论对飞机自动防滑刹车控制ABS系统进行了深入的分析研究,并利用Matlab最优控制工具箱及Simulink对刹车控制系统进行了仿真,仿真过程综合考虑了飞机机体、机轮轮胎、路面状况、刹车控制装置的特性,以状态空间表达式导出了飞机刹车滑跑的动力学模型,通过调节制动压力来控制机轮的滑移率,使其达到期望值,求出最优反馈矩阵,将反馈矩阵代入仿真模型,最终设计出飞机防滑刹车系统最优鲁棒控制器.      

Optimal guidance and collision avoidance for docking with the rotating target spacecraft

The guidance and control strategy for spacecraft rendezvous and docking are of vital importance, especially for a chaser spacecraft docking with a rotating target spacecraft. Approach guidance for docking maneuver in planar is studied in this paper. Approach maneuver includes two processes: optimal energy approach and the following flying-around approach. Flying-around approach method is presented to maintain a fixed relative distance and attitude for chaser spacecraft docking with target spacecraft. Due to the disadvantage of energy consumption and initial velocity condition, optimal energy guidance is presented and can be used for providing an initial state of flying-around approach process. The analytical expression of optimal energy guidance is obtained based on the Pontryagin minimum principle which can be used in real time. A couple of solar panels on the target spacecraft are considered as obstacles during proximity maneuvers, so secure docking region is discussed. A two-phase optimal guidance method is adopted for collision avoidance with solar panels. Simulation demonstrates that the closed-loop optimal energy guidance satisfies the ending docking constraints, avoids collision with time-varying rotating target, and provides the initial velocity conditions of flying-around approach maneuver. Flying-around approach maneuver can maintain fixed relative position and attitude for docking.