冷却风机用外转子异步电机工艺研究

对变压器冷却风机用外转子异步电机的主要工艺问题进行了探讨分析,并提出了解决措施,使外转子异步电机有更广阔的应用领域.     

一种磁悬浮飞轮转子位移信号转速估计方法

针对无测速传感器条件下磁悬浮飞轮主动振动抑制所需的转速信号的高精度提取问题,首先提出了一种改进Hilbert变换转速估计方法,实现了仅通过一路转子径向位移信号获得高精度的转子转速信号;将所估计的转速信号引入磁悬浮飞轮不平衡振动控制仿真模型中,对所提出的转速估计方法进行了仿真分析;在磁悬浮飞轮样机上进行了所提出的改进Hilbert变换转子转速估计方法的验证,并对引入估计转速信号前后磁悬浮飞轮的振动信号进行了对比分析。仿真和实验结果表明,此方法在磁悬浮飞轮处于变速和恒速两种情况下都具有良好的适应性,在磁悬浮飞轮的工作转速范围内引入转速估计信号后同频不平衡振动衰减达到80%以上。     

长征系列火箭飞行试验发动机涡轮泵转速遥测精度分析

以CZ-2C/FP为例,对长征系列火箭大发动机涡轮泵转速遥测及判读方法进行了分析.通过分析认为,现用的发动机涡轮泵转速遥测及判读方法存在较大误差,在发动机额定工作转速(10500r/min)附近,误差可达187r/min.同时分析了转速遥测值的离散化问题,通过分析认为,转速遥测值只能在若干个间距较大的特定的离散点上取值,并且不能反映发动机转速在工作过程中的动态变化情况.在理论分析的基础上,对发动机涡轮泵转速遥测值的一些经常出现的现象进行了解释.     

一种基于多霍尔的磁悬浮反作用飞轮速率模式控制方法

针对磁悬浮反作用飞轮速率模式高精度驱动控制问题,采用27个开关式Hall位置传感器,提出基于常增益卡尔曼滤波转速估计算法的转速测量方法,有效提高了飞轮转速控制精度。实验结果表明,低转速时,与12个Hall位置传感器测速方法相比较,力矩输出精度提高了一个量级,达到3×10-4N.m。     

高精确度数字式转速测量技术的研究

介绍了一种利用单片机技术实现高精确度数字式转速测量系统的方法.这种转速测量系统具有测量精确度高、采样速度快、测量范围宽和测量精确度与被测转速无关等优点,具有广阔的应用前景.     

利用零运动避免SGCMG框架轴转速死区的方法

研究了应用SGCMG零运动避免框架轴转速死区的方法。利用奇异值分解的方法对SGCMG的零运动进行分析,提取正交的零空间基底与各个基底对应的坐标值。以SGCMG零运动尽量远离零为原则选取性能指标,令性能指标取极小,求解出零空间基底坐标方向的单位列阵。以每一个SGCMG的框架轴转速均大于死区转速为准则,给出了选取零空间基底坐标列阵模长的方法。设计SGCMG零空间基底坐标的调节策略,能使得SGCMG长时间运行在框架轴转速死区外。最后给出含有卫星姿态控制系统的仿真实例,校验了所设计零运动的有效性。     

涡轮泵准刚性转子的临界转速识别

以Jeffcott转子为对象,从理论上介绍了重力副临界现象。在转轴有限元模型及轴承支承刚度修正的基础上,对某大推力补燃循环液体火箭发动机涡轮泵转子的前两阶临界转速和振型进行了仿真分析。通过高速运行试验,借助重力副临界识别出了转子的前两阶临界转速,并与全转速运行的识别结果及仿真结果进行了对比,1、2阶临界转速识别结果误差分别小于4.74%和6.74%。结果表明,高速运行时角接触轴承滚动体接触状态的轻微变化会引起支承刚度及转子系统动态响应发生变化,导致转子的运行状态波动,因此难以通过全转速范围内的响应数据来精确识别转子的临界转速;低速下滚动轴承—转子系统的运行稳定性较好,采用重力副临界方法通过低速下的运行数据进行转子临界转速的识别(尤其是1阶临界转速识别)具有足够的精度。     

步进电机转速稳定度的测定与分析

在分析低速扫描中步进电机转速质量影响的基础上，介绍了用光电编码器测量转速稳定度的方法以及判定标准，并讨论了不同条件下步距角、惯性负载和微步距驱动对步进电机转速稳定度的影响。     

高精确度数字式转速测量技术的研究

介绍了一种利用单片机技术实现高精确度数字式转速测量系统的方法。这种转速测量系统具有测量精确度高、采样速度快、测量范围宽和测量精确度与被测转速无关等优点，具有广阔的应用前景。     

一种高机动鸭式布局导弹的转速控制方法研究

对一种高机动鸭式布局导弹的旋转三通道转速控制方法进行了研究。分析了两对舵面布局的导弹滚转控制特性,发现鸭舵差动可产生相应的滚转控制力矩,4片舵面同时差动的滚转控制效率在不同滚转位置处的一致性较好。给出了双鸭舵实现纵侧向过载指令跟踪同时进行转速稳定的控制策略,以解决转速变化给导弹纵侧向控制带来不利影响的问题。考虑鸭舵滚转控制不确定性大,设计了基于模糊控制的转速稳定控制回路。仿真结果表明:提出的控制方法有较好的自适应能力和稳态跟踪精度,能解决旋转导弹转速控制面临的不确定性难题。研究对高机动旋转导弹的发展有一定的工程参考价值。     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。     

国际空间大学董事会主席访问航天科技集团公司

10月14日,国际空间大学董事会主席拉姆·哈迪姆访问中国航天科技集团公司,就集团公司承办国际空间大学2007年暑期进修项目的筹备情况与集团公司人力资源部部长陈学钏、副部长白燕强交换了意见。陈学钏部长向哈迪姆通报了集团公司筹备这次活动的工作进展情况。据陈部长介绍,中国     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

MBD技术在航天器研制中的应用探讨

概述了基于模型的定义(Model-based Definition,MBD)技术的研究和发展,分析了以MBD为载体的特征演化过程,作为航天器设计-制造一体化协同实现的基础。从MBD在航天器研制中的应用需求出发,构建了MBD协同平台框架,探讨了MBD模型成熟度管理的协同设计方法,提出了应用MBD研制模式所面临的技术、管理等问题,并给出了相应的建议。