适于多自由度自适应机械人的可自现冗余的控制结构

多自由度机器人在未知或动态环境中的动作控制一般都采取混联方案。这种方案由数个自适应控制器构成,而发现这些服务于子任务的子控制器是否存在冗余是非常重要的。本文提出一种能够自动地发现自身冗余的子自适应控制器,并给出了初步的仿真结果,以证明该方案的有效性。     

一种火箭子级残骸六自由度落点预报方法

火箭子级这类较大外形的残骸,不同的姿态影响其受到的气动力,进而影响残骸的质心运动.在质心运动的基础上,对残骸的姿态运动进行了分析与建模,提出火箭子级残骸六自由度落点预报方法.通过数值仿真,将某次任务火箭一子级残骸的落点预报值与真实落点坐标进行了对比,结果显示:射向偏差1.2km,横向偏差0.1km,两部分偏差均在2km...     

航空发动机高速滚子轴承动态特性分析

 高速滚子轴承的动态特性对航空发动机转子系统的性能有重要的影响,为得到较准确的轴承动态性能,采用拟动力学法建立承受四自由度载荷的滚子轴承动力学分析模型,模型中各零件之间的力和力矩由建立的轴承零件相互作用模型计算得到,并使用较精确的弹流模型计算拖动力,给出了非圆滚道轴承动态性能的计算方法。通过算例分析了工况参数和结构参数对滚子轴承动态特性的影响规律,最后通过实验结果验证了程序的可靠性。滚子轴承动态特性的研究为研究航空发动机转子-轴承动态性能耦合分析奠定了基础。     

一种双向平板折展单元机构及其运动过程分析

为满足更大物理口径的平面可展开天线，提出了一种新的可拓展的双向平板折展单元机构，并对其拓展方式、自由度和运动学特性进行了分析。首先，结合四棱锥和三棱锥机构，设计了一种新的双向平板折展单元机构构型，并简述其基本组成和拓展规律。其次，根据展开运动特性，将机构简化为平面机构，并计算了自由度，确定了驱动数目和位置。最后，采用闭环矢量法建立其运动学模型，分析了展开轨迹、奇异位置及杆件角度、角速度和角加速度等运动特性。将运动学模型的解析解与仿真结果进行对比，验证了运动学模型的正确性。     

分体组合式双自由度对日定向系统构型及布局设计

为解决空间站在不同的构型及飞行姿态下，因太阳入射角变化大引起的太阳电池翼难以对日定向的难题，提出分体组合式双自由度对日定向系统构型。研究空间站构型及飞行姿态，确定采用A轴与B轴2个轴独立运转、单独控制的对日定向方式，2个轴通过桁架结构实现正交连接。在梦天实验舱单舱飞行时，A轴不动，B轴根据轨道周期跟踪太阳，通过飞行器姿态调整补偿太阳入射角的变化。组合体飞行时，B轴补偿太阳高度角，A轴根据轨道周期带动B轴与太阳电池翼共同跟踪太阳，实现双自由度对日定向。在轨飞行结果表明:在不同的舱段构型及飞行姿态下，功率通道输出功率波动幅度由60%减小到7%，分体组合式双自由度对日定向系统构型能够适应空间站复杂的飞行工况。     

考虑弹体柔性振荡的全捷联导引头制导信息提取

随着拦截导弹弹体长细比的增加和直接侧向力的作用，拦截导弹上全捷联导引头量测信息严重受到弹体弹性振荡和控制力矩激励的影响，从而造成导弹制导精度的下降。针对现有惯导安装在弹体质心附近的振荡波腹处无法敏感导引头振荡的不足，提出了一种在导引头安装微机电陀螺器件测量振荡角速率，构造差分观测量的新状态模型，通过交互式多模型的容积卡尔曼滤波算法实现对视线角速度的解耦和精确提取。通过构建导弹六自由度制导与控制仿真模型，采用蒙特卡洛打靶仿真验证了算法的有效性。仿真结果表明模型重构后的滤波算法可以将弹体振荡的均方根误差压缩到0.5°以内并有效跟踪弹目视线角速率。