行星探测车被动摇臂悬架的研究与发展

悬架是行星探测车移动系统的关键部件,对其移动性能有直接影响。悬架设计是行星 探测车移动系统研究的重点和热点问题之一。被动摇臂悬架具有诸多优点,是目前行星探测 车移动系统广泛采用的一种悬架形式。对国内外行星探测车被动摇臂悬架的研究状 况进行了概述,对其优缺点进行了分析,对摇臂摆杆悬架进行了分类和详细介绍。最后,提 出了被动摇臂悬架设计要求,指出了其发展趋势,旨在为我国月球探测车悬架的开发提供借 鉴和启示。     

巡视探测器悬架机构综述

悬架机构是巡视探测器移动系统的重要组成部分,其性能直接影响着巡视探测器的通过性能、越障能力和稳定性等。文章分析了目前应用于巡视探测器的各种悬架,分别为杠杆导向的扭力式独立悬架、摇臂转向架悬架、五轮五点接触悬吊式悬架、平行架一叉形架悬架、三体柔性悬架、ExoMars巡视探测器悬架系列（RCL-C、RCL-E、CRAB和Double Spring）、正反四边形悬架等。在分析的基础上总结了巡视探测器悬架机构的发展趋势,同时为我国月面巡视探测器移动部分悬架机构的选择提出了建议。     

火星车主动悬架的几何参数优化

火星表面地形复杂,给火星车的移动带来困难。为解决火星车在火星表面的高性能移动问题,我国火星车在主副摇臂的基础构型上加入主动环节,成为主动悬架火星车。主动主副摇臂悬架为一种新型悬架,存在其特有的设计需求。为使火星车主摇臂张角调节过程中车厢俯仰角最小,抬轮工作模式下抬轮抗倾翻力矩最大,离合器所受力矩最小,以这3个参数作为优化目标,对主动主副摇臂悬架的尺寸参数进行优化。由于优化函数和约束条件均很复杂,故选用遗传算法进行优化,最终给出优化结果,并对优化目标进行仿真分析,对优化后的尺寸进行灵敏度分析。     

按定值传动角设计曲柄摇杆机构的图表方法

为了简化设计对心型曲柄摇杆机构,通过对曲柄摇杆机构几何参数之间的关系分析,运用解析法建立综合方程。并以此推导出极位夹角θ=0条件下,传动角、摇杆摆角及单位杆长之间的计算公式。采用描点法绘制出满足最小传动角条件的设计曲线图。该图表可简捷、方便、直观地反映出各参数之间的关系,为设计对心型曲柄摇杆机构提供了一种新的设计方法。     

摇臂探测车折叠式悬架的综合评价与设计分析

悬架是探测车车体与车轮的连接部件,对整车体积影响较大。为减小探测车在着陆器 内所占的空间,将悬架设计成可折叠展开形式。概括了可折叠悬架展开的特点及其设计要求 。针对同一展开悬架构型,提出了4种可折叠悬架的构型方案,对它们进行了模糊综合评价 ,确定了综合性能最优的一种构型。设计了一种弹簧驱动的可折叠悬架,并分别对折叠和展 开状态悬架进行有限元分析,结果悬架的刚度和强度均满足设计要求。最后对悬架的展开过 程进行了动力学仿真分析,得到了车体质心的垂直加速度和速度曲线。结果发现,在采取改 进措施后,车体质心垂直加速度明显减小。
     

数显自平衡互感器校验仪

电力系统供电局、互感器生产厂家可做为校验电流和电压互感器的工作标准。技术参数与功能:1.最大分辨率:比差f 0.0001% 校验电流互感器角差δ0.003min 试验电压0.1% 比差f 0.0002% 校验电压互感器角差δ0.005min 试验电压0.1%     

空间可重复展收套筒式伸展机构技术

针对现有的绳系套筒式伸展机构无法实现在轨逐步展开、可重复展收的难点，根据现有套筒式伸展机构的设计理念，提出了一种绳索传动、内置弹簧销锁定兼具低质量与高刚度的空间可重复展收套筒式伸展机构。通过对伸展机构的核心技术——锁定与解锁方式的研究进展进行综述，归纳出了内置弹簧销锁定、外置弹簧销锁定、内置摆杆锁定和外置摆杆锁定四种锁定方式，不同的锁定方式分别与螺纹传动、绳索传动这两种展开方式结合，产生了目前大多数类型的空间套筒式伸展机构。套筒式伸展机构正向着高刚度、低质量、可重复展收、高可靠性的方向发展，通过改进锁定方式提高锁定刚度并适应绳索驱动下套筒重复展收是当前研究的热点。但该套筒式伸展机构仍然存在相邻套筒的直径差较大、收展机构复杂、移动副较多，容易产生卡滞等问题，需要后续进一步改进。     

一种应用于控制系统半实物仿真的数字式摆角采集系统的设计与实现

针对飞行器控制系统半实物仿真试验中,原有伺服机构摆角采集系统模拟量输出干扰大的问题,设计实现了一种数字式摆角采集系统。数字式摆角采集系统采用光电码盘传感器,传感器输出的是数字量,解决了干扰大的问题。数字化伺服机构摆角采集系统主要包括光电码盘传感器、码盘数据采集板卡、摆角采集计算机及通信线缆等部分。其中,码盘数据采集板卡通过FPGA编程实现EnDat通信功能,按照EnDat协议与光电码盘传感器连接,实时采集和处理传感器信息。通过试验结果表明,该系统能够快速上传摆角采集值,提高了采集精度,具有良好的实时性。     

反辐射导弹复合测角抗诱偏干扰方法

针对传统反辐射导弹由于测角体制缺陷无法有效对抗诱偏干扰的问题,利用空间谱估计的角度测量高分辨能力,提出了一种复合测角系统。该测角系统包含单脉冲、空间谱估计两个测角单元,通过对两个测角单元测量数据的融合获得最终测角结果。空间谱估计测角单元的超分辨特性弥补了单脉冲测角单元角度分辨能力弱的缺陷;与单脉冲测角结果融合,空间谱估计测角单元的相位模糊、测角精度差等问题得到解决。通过复合测角系统,反辐射导弹利用空间谱估计实现角度超分辨,对抗诱偏系统成为可能。最后的仿真实验验证了采用这种测角体制的反辐射导弹的可行性和抗诱偏能力。
     

固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究

主要介绍QC小组在固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究活动中,按照PDCA循环的基本方法,采用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机地面试验喷管摆角测试新方法,解决了传动机构间隙对摆角测试精度的影响,提高了发动机地面试验喷管摆角测试精度。     

基于末制导雷达的海面舰船ISAR成像转角分析

针对末制导雷达对舰船目标ISAR成像中导引头不同飞行轨迹所能获得的转角问题展开研究。在末制导雷达平台和舰船目标同时运动的情况下,ISAR成像总转角由两部分组成：舰船航行、晃动所导致的转角和导引头飞行形成的转角。本文在对弹目相对总转角建模的基础上,通过估计舰船晃动参数来计算总转角,提出了基于该总转角的成像转角判断条件。仿真结果表明,本文提出的方法能有效估计成像时间内的总转角,并据此判断出弹目转角是否满足ISAR成像的转角条件。
     

绳系卫星系统中的周期运动

在椭圆轨道上飞行的绳系卫星系统的重要特征是系绳的方向角具有周期性运动，称为驻环。不稳定的驻环导致全系统的不稳定性。本文给出系统运动的数学模型、距离速率控制方法、求解驻环的数值迭代算法、驻环的稳定性和吸引域以及控制参数平面上驻环存在的区界和计算机仿真结果     

FY-2C星云图成像技术

介绍了风云二号(FY-2)气象卫星星上成像系统的主要功能和技术指标、云图的生成与传输,以及数传与转发技术.阐述了以太阳为基准采用星上预同步、地面同步/数据缓冲器(S/DB)进行精同步的同步成像技术的卫星成像系统设计原理.分析了卫星姿态动力学对自旋轴定向稳定的影响、扫描辐射计扫描机构步进对自旋周期稳定度的影响、卫星摇摆运动造成的云图几何畸变等产生成像误差的因素,以及采取的补偿修正方案.飞行试验结果表明,C星的云图网格配准精度优于1个可见像素,章动角和摇摆角也符合设计要求.     

基于模糊控制的空气悬架模型建立

空气悬架以其优良的减振性能，在汽车振动控制中得到越来越广泛的应用。本文以空气悬架为研究对象，构建了带附加空气室空气悬架系统的1／4车辆振动模型；分析了空气悬架刚度调节原理和控制特性，本文采用了不依赖于被控对象精确数学模型的模糊控制策略进行空气悬架控制器的设计。     

Optimal control of the Shuttle-Tethered-Subsatellite system

Alternate control laws based on an application of the linear regulator problem are developed for possible use in the operation of the Shuttle-Tethered-Subsatellite system. Control is assumed to be provided only by modulating the tension level in the tether as a function of the difference between actual and commanded tether line length, length rate, in (orbital) plane swing angle and swing angle rate. Necessary and sufficient conditions for stability of the (linear) system motion in the vicinity of its nominal local vertical orientation are developed. By proper selection of the state and control penalty matrices it is possible to obtain faster responses with no increase in maximum power levels for use in station keeping when compared with alternate control strategies. The weighting matrices are adjusted in a piecewise adaptive manner to provide control law gains in order to achieve a smooth deployment history. Successful retrievel is dependent mainly on the initial conditions and the rate at which the commanded length is reduced.     

一种主动悬架式火星车稳定裕度优化控制策略

针对火星车在非结构化环境下行驶存在的稳定性不足而导致倾覆的风险,提出针对一种六轮主动悬架式火星车的稳定裕度优化控制方法。首先,考虑了火星车悬架机构调整过程中车轮与接触地面滑移和侧倾等运动关系,建立和完善了六轮主动悬架式火星车行驶的运动学模型。然后,以火星车夹角调整机构角度为变量,推导火星车在非结构环境下的稳定裕度模型。之后,使用内点法求解火星车稳定裕度的最优解,并获得期望的夹角调整机构关节角度。在此基础上,对夹角调整机构的关节角度进行规划和控制,实现火星车悬架机构构型的调整,从而提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。最后,对火星车稳定裕度优化控制策略的有效性进行仿真验证,结果表明,所提出的控制方法可有效提高火星车在非结构化环境下行驶的稳定裕度。     

高超声速飞行器俯冲段制导与姿控系统设计

针对高超声速飞行器俯冲飞行段制导与姿态控制问题,建立基于飞行器加速度分量的三通道角速率解算模型,提出一种新颖的制导控制系统设计方法。建立高超声速飞行器俯冲段六自由度(6DOF)质心和绕质心动力学与运动模型,以目标-飞行器三维(3D)空间相对运动模型为基础,利用终端滑模控制方法和零化视线(LOS)角速率原理得到飞行器期望过载进而解算对应的俯仰、偏航和滚转角速率指令;姿控系统基于滑模控制理论完成该三通道角速率指令的跟踪并生成飞行器舵偏指令;该方法以解析模型替代传统姿控系统设计中欧拉角指令的跟踪回路,可有效降低制导与姿控系统阶数并减少控制系统设计参数,同时省略了根据气动系数反求欧拉角指令的过程;仿真结果显示,该方法能保证高超声速飞行器(GHV)精确命中地面固定目标,且俯冲飞行过程中各项状态变量均稳定可控。     

摆动扫描地球敏感器数学模型及飞行试验结果

描述了东方红三号卫星(DFH-3)控制系统设计和数学仿真中采用的摆动扫描地球敏感器IRES-01的数学模型，东方红三号卫星近三年飞行试验结果与数学仿真结果基本一致，证明数学模型是正确的。     

滚转偏转头导弹动态特性分析

基于复角模型,研究了弹头偏转对于偏转头导弹飞行稳定性和操纵性的影响。依据偏转头导弹的多体特点,建立了包含弹头和弹体动力学特征的滚转偏转头导弹多体动力学模型,通过模型简化,得出了其复角模型。以弹头偏角作为输入,攻角和侧滑角作为输出,得出了滚转偏转头导弹的传递函数。分析传递函数发现,弹头偏转主要影响了导弹传递函数的零点,文中给出了满足系统最小相位的条件公式;当弹体绕纵轴逆时针旋转时（由弹尾向前看）,导弹模型总为最小相位系统;定性分析了气动参数对于导弹运动稳定性的影响,得出弹头偏转运动对于飞行稳定性没有直接影响的结论;动力学仿真表明,弹头与弹体相互作用,导致两者产生相反的角运动。本研究表明,通过合理的选择气动和结构参数,并使导弹飞行过程中绕纵轴逆时针旋转,可以保证偏转头滚转导弹飞行过程中的运动稳定性,并有利于自动驾驶仪的设计。     

FY-2C星控制分系统设计

介绍了风云二号(FY-2)气象卫星双自旋稳定控制分系统的组成、功能和技术指标,以及卫星起旋控制、章动角与摇摆角控制、敏感器设计和消旋子系统设计等关键技术.C星在轨运行情况表明,控制分系统工作正常、性能稳定,圆满完成了起旋、主动章动控制、测定姿、姿态机动、转速调整、定点捕获和天线消旋对地定向等任务,技术指标满足任务书要求.