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针对柔性支撑引起控制力矩陀螺(CMG)框架控制性能下降的问题,建立了柔性支撑条件下控制力矩陀螺的动力学模型,分析了柔性支撑扰动力矩的耦合机理并给出了解析模型.据此,设计了 一种积分滑模控制策略,用于提升对CMG框架动力学特性变化和新增扰动力矩的鲁棒性.仿真结果表明,该控制策略相比传统的PID控制具有更好的动态过程和稳态... 相似文献
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为满足空间站宏微机械臂级联在一起运动的任务需求,文章提出一种简化的动力学建模方法。首先利用雅克比矩阵将柔性关节宏机械臂等效为柔性基座,根据柔性基座、刚性微机械臂以及两者之间的耦合作用推导出柔性基座机械臂动力学模型。基于机械臂系统的动力学冗余特性,采用零反作用运动控制法使柔性基座与微机械臂之间运动解耦。文中数学模型的仿真结果与商业软件一致,表明了柔性基座机械臂模型的正确性。另外,将零反作用轨迹跟踪控制法成功应用于该模型,使得微机械臂末端在跟踪期望轨迹的同时完全不会激起基座的弹性变形。 相似文献
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旋转机构是旋转调制捷联惯导系统的关键部件之一。为了精确模拟旋转机构的动力学特性,研究了支撑旋转轴系的双列球轴承的动力学建模方法,提出了使用Bushing单元来建立同时具有径向移动刚度、轴向移动刚度和径向角刚度的三向刚度轴承动力学模型的方法。利用有限元数值仿真方法计算了三向刚度数值,并利用轴承手册上的经验公式进行了验证。在此基础上,建立了含弹性轴承支撑的旋转调制捷联惯导系统旋转机构的结构动力学有限元模型,分析比较了轴承有无角刚度两种状态下的固有模态。分析结果表明:对于旋转调制捷联惯导系统旋转机构来说,轴承模型角刚度对计算精度的影响较大,角刚度已知的模型更接近真实情况。 相似文献
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随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用,现代飞机气动弹性效应越来越显著,刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显,在分析弹性飞机相关问题时,应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。本文在一般体轴系下综合考虑了飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度,建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程,通过在配平状态下引入小扰动运动假设,以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式,建立了大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程,并对纵向运动稳定性进行分析计算。针对文中构型飞机,运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析,非线性计算方法所得颤振速度更小,而且失稳模态亦发生变化,对于飞行力学模态而言,长周期模态稳定性变差,在计算速度范围内出现失稳的现象,由此说明机翼大变形对飞机稳定性所带来的影响。 相似文献
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大型空间抛物柱面星载天线具有口径大、约束弱、刚度低、质量小等特点,其机构的空间稳定性直接决定天线的使用寿命和信息传输的可靠性。为准确获得大型空间星载天线在轨稳定性能参数,依据星载天线的高精度和长寿命的设计需求,提出一种新型抛物柱面星载天线结构形式,利用有限元仿真对该新型星载天线作模态分析,并分析相关参数。结果表明:采用Al7075材料的新型抛物柱面星载天线基频满足设计要求。同时,增加上下支杆和上下斜撑杆的截面尺寸可有效提高天线结构的固有频率。该研究为我国大型抛物柱面星载天线设计提供了理论支撑和技术参考。 相似文献
89.
90.
钛合金结构损伤容限设计可行性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对飞机结构常用金属材料损伤容限特性进行了对比分析,针对TC4和TA15损伤容限特性较差的缺点,研制出两种超低间隙(ELI)钛合金TC4ELI和TA15ELI,并对其进行结构损伤容限设计可行性论证。进行了两种超低间隙钛合金和普通钛合金裂纹扩展寿命、剩余强度和疲劳全寿命对比实验。实验结果表明:具有片层组织的超低间隙钛合金相对于普通成分钛合金断裂韧性和裂纹扩展特性有明显改善,剩余强度和疲劳全寿命相当;应力水平相当时,超低间隙钛合金工程可检裂纹扩展寿命比航空结构中常用铝合金稍长。因此,对于超低间隙钛合金TC4ELI和TA15ELI可以进行损伤容限设计。 相似文献