基于跟踪微分器的CMG框架超低速测速方法研究

超低转速下,框架的测速精度是影响控制力矩陀螺框架系统控制精度的重要因素。针对超低转速下使用传统一阶后向差分方法计算转速会导致噪声放大的问题,给出了一种基于非线性跟踪微分器的实时速度估计方法,以及该方法基于四阶龙格库塔法的离散表达公式。提出了一种复合的测速策略,解决了直接使用跟踪微分器计算转速的跟踪延迟问题。进行了数值仿真分析和试验验证,仿真结果表明,所提出的测速方法有效降低了传感器输出的量化噪声和测量噪声对速度测量精度的影响;试验测试结果统计表明,相比传统的后向差分法,采用跟踪微分器计算转速,框架速度的波动量减小了67.1%。     

楔形螺纹紧固件预紧力矩设计方法研究

楔形螺纹连接件独特的结构形式使其较标准螺纹连接件具有更良好的抗振防松性能。文章从楔形螺纹防松技术原理出发,研究楔形螺纹紧固件预紧力矩设计方法,并通过振动试验验证预紧力矩设计值下的楔形螺纹紧固件防松效果,给出不同规格楔形螺纹预紧力矩设计值。经试验验证,其中的力矩系数范围分别选0.13～0.15 （有润滑状态）和0.20～0.25 （无润滑状态下）,45#钢M6和M8楔形螺纹预紧力矩值能有效紧固;可用本文方法设计其他材料及规格的楔形螺纹预紧力矩值。     

自修复飞控系统设计研究

自修复飞控系统是现代飞控系统发展的必然趋势,定量反馈理论（ＱＦＴ－ＱｕａｎｔｉｔａｔｉｖｅＦｅｅｄｂａｃｋＴｈｅｏｒｙ）是一中新兴的鲁棒控制理论,本文介绍了用ＱＦＴ设计自修复飞控系统的基本思路和主要步骤,并用ＱＦＴ设计了国产某型歼击机的自修复飞控系统,仿真试验表明,该系统在多个飞行状态和多种故障模式下都达到了较好的控制效果。     

椭球台高杆灯风荷载的实验研究

通过风洞实验研究了多钝体高杆灯在不同水平风向角和坚向风向角下的力与力矩系数。实验结果表明：在一定的风向角下,法向阻力系数ＣＤｍａｘ＝１．０３０,法向变曲力矩系数Ｃｎｍａｘ＝ㄧ－０．９４０ㄧ,轴向力系数ＣＡｍａｘ＝０．５０４和ＣＡｍｉｎ＝－０．６００。     

滑环伺服系统对主轴干扰的实验研究

通过实验和分析证明 ,在带滑环伺服系统并由气浮轴承支撑的高准确度惯性器件测试转台中 ,因滑环系统跟踪主轴所产生的误差和位置传感器零位安装误差的存在 ,造成两轴系之间输电导线弹性变形力矩对主轴的干扰比空气轴承的干扰更大。     

具有相乘非线性的马达速度鲁棒控制

变转速变排量联合控制是一种新型的容积控制,具有效率高和相对快的响应,但由于具有相乘的本质非线性,给控制带来一定的难度.针对变频调速变排量联合控制的泵控马达速度试验系统,建立了系统的数学模型,对存在的本质非线性问题,提出采用精确反馈线性化方法进行线性化处理,并设计了基于积分滑模面的马达速度滑模变结构控制器.由于系统参数多,各个参数是变化的且不易确定,造成常规的滑模变结构控制输出抖振现象严重,为降低输出抖振现象,提出采用自适应模糊滑模控制器进行改进,并对稳定性进行证明.最后对该控制方法的抗干扰性和正弦信号跟踪性进行了仿真试验,仿真结果验证了所设计的控制方法正确性.      

200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验

控制力矩陀螺是一种用于大型航天器的大功率惯性执行机构,其热特性不仅是影响其自身工作性能的基本因素,也是整星热控设计需要考虑的重要因素。介绍了一种200Nms单框架控制力矩陀螺的热平衡试验及其试验结果。试验样机被设置了161个内、外测温点。在多种热真空条件下,样机运行至热稳定状态后,161个测温点的温度测量数据以及样机的工作性能数据被记录下来。由试验结果获得了样机运行在不同环境温度条件下的自身温度分布情况,测试数据表明样机性能未随环境温度条件的改变而表现出明显的变化。     

螺钉装配及防松技术

螺纹连接以其简单、可靠、便于调节、多次拆装而无需更换的优点,在装配过程中占有很大的比重。装配过程中屡屡出现因拧紧力矩过大或过小出现螺纹紧固件或连接件失效的问题,为了提高螺钉连接的一致性和可靠性,首先通过工程方法计算确定不同规格螺钉的理论拧紧力矩值,并对防松方法进行了总结,其次通过振动试验验证螺钉拧紧力矩工程计算值是否正确、合理。最后,对螺钉拧紧力矩选取原则进行了归纳总结,以便工艺设计人员根据不同的使用环境选择。     

摩擦系数与螺栓拧紧力矩系数关系的探讨

本文通过对摩擦系数ｆ＝０．１～０．２范围内９个ｆ档级Ｍ１２－Ｍ４８范围中１２种尺寸的标准粗牙螺栓,共１２种情况下Ｋ值的具体计算及综合分析,给出了Ｋ值与摩擦系数间的简单关系。     

应用变速控制力矩陀螺的微小卫星大角度姿态机动控制

研究了变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的微小卫星多目标快速姿态机动的控制问题.控制力矩陀螺(CMG)可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为微小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力,这有助于微小卫星变得更加机动灵活.首先建立了以变速控制力矩为执行机构的航天器姿态动力学模型,采用修正Rodrigues参数描述姿态.在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器.以采用VSCMG为执行机构的某微小卫星为例进行了数值仿真,结果表明卫星在机动中达到了快速和稳定的要求,提出的非线性姿态反馈控制器有很好的鲁棒性和有效性.