航天器展开机构阻尼器技术概述

航天器上的一些展开机构采用了弹性元件为动力源。当其展开到位时,通常会对与之相连的部件产生冲击。加装阻尼器是抑制这种冲击的有效措施之一。文章介绍了航天器展开机构常用转动型阻尼器的类型、工作原理及特点,并对相关技术的发展和应用作了分析和评述,提出了开展黏滞阻尼器研究的建议,并指出了研究中应考虑的问题。     

冗余度机器人动力学容错控制技术研究

就提高冗余度机器人动力学容错能力问题进行了研究.通过优化关节力矩分配椭球,使得该椭球主轴长度的乘积尽可能大,从而动力学容错能力得到改善.基于此,研究了故障状态下的关节力矩再分配算法和实时的动力学容错控制方案.为了减小故障造成的跟踪误差,对PID(Proportional Inteqrated Differential)和变结构控制的仿真效果进行了对比,仿真结果证实了所提算法的有效性和实用性.     

上面级结构模态试验与分析技术

文章介绍了MOTOROLA模拟星+上面级适配器的模态试验技术与分析计算技术,给出了如何用试验与分析相结合的方法来解决复杂结构的动特性问题,其中包括识别复杂空间密集模态的试验技术,广义结构的模态计算技术、以及试验与计算相结合的技术.     

6杆并联机构运动学及杆受力的仿真

在给定的工作空间下,对6杆并联机构动平台的运动过程进行了仿真,用计算机程序模拟了动平台做圆周平动及定点摇动时的速度、加速度及各杆受力的变化情况.通过动平台的速度和加速度曲线,分析了影响动平台运动的准确性和平稳性的原因;通过6根杆的最大受力和动平台最大加速度之间的关系,表明并联机构在给定的工作空间中具有较好的操作灵活性,并可使动平台达到较大的速度和加速度.本文研究结果为并联机床的控制提供了必要的参考.      

飞机的气动伺服弹性横侧向风洞试验研究

通过飞机模型的气动伺服弹性横侧向风洞试验验证飞机气动伺服弹性稳定性,及稳定裕度分析方法的可靠性.对试验模型,试验子系统,实现试验的方法及试验结果进行了讨论.在模型试验技术上,如模型的支持系统,有关控制律的相似方法,液压控制系统,试验的计算机控制等都作了详细的论述.试验的结果可应用于飞机工程实际,它表明目前的气动伺服弹性分析方法是可信的,并将在进一步研究中改进.      

灵巧壁面移动机器人运动学和动力学研究

灵巧壁面移动机器人是一个约束可变的系统,其可控性问题有待于证实.针对履带驱动方式具有非完整约束的性质,利用李群理论和微分几何的分析方法,对各种构型情况下灵巧壁面移动机器人运动学和动力学特性进行了研究,证明了灵巧壁面移动机器人的可控性,建立了机器人动力学方程,为机器人控制器的设计提供了理论指导.      

基于Lagrange方法的失重人体建模与仿真

阐述了利用多刚体系统动力学进行航天员舱外活动仿真EVA(Extra Vehicular Activity)的必要性.给出了应用计算多刚体系统动力学建立的通用失重人体4关节反向运动学与反向动力学模型.选取典型的实例,在对其进行适当简化的基础上,运用通用模型对其进行仿真计算,计算时为考虑失重对人体质量、惯量与力量等参数的影响,对通用模型进行了修正.利用能量比较法对结果进行分析,得出当手部的运动轨迹半径与角速度减小、时间延长,髋关节做前驱运动时航天员工作最为节省能量.通过能量比较法计算得到了人体运动时各关节作功最为节省能量的范围.计算方法对航天员舱内外活动仿真及工效分析有一定的参考价值.      

Hierarchical global search for fuel-optimal impulsive transfers between lunar libration orbits

The attention to the periodic orbit in the Earth-Moon restricted three-body system continues to grow due to its special environment and locations. This research investigates the feasibility of constructing fuel-optimal single and multiple impulse transfers between unstable periodic orbits at L₁ and L₂ points. Invariant manifolds, which could provide the appropriate initial trajectories for optimization, are analyzed deeply to enable previously unknown orbit options and potentially to reduce mission cost. A global search strategy based on comparing the orbital state of the unstable and stable manifolds, incorporated with low-thrust techniques, is performed to seek a suitable matching point for maneuver application. Then the sequential quadratic programming (SQP) is adopted to further optimize the velocity increment and obtain the single/multiple impulse optimal transfers. The associated constraint gradients are derived to achieve higher accuracy and rapidity of the algorithm. To highlight the effectivity of the transfer scheme, three-dimensional low-energy transfers between different types and spatial regions of performing single and multiple impulses are explored. The total Delta-V required varies between a few meters per second and tens of meters per second, and the related flight time is about several weeks, mainly depending on the energy of periodic orbits and the invariant manifold structure. The results obtained in this paper can provide a useful reference for the selection of escape and capture site along the manifolds, maneuver magnitude and transfer time.     

弹射式导弹发射时载机动力学响应研究

建立了载机自然飞行时的动力学模型,并验证了该模型的有效性。同时为其设计了一套弹射式发射架,分析了在不同弹射力、不同弹射架位置参数条件下载机的动力学响应。研究结果表明,弹射力是保证载机与导弹安全分离的重要因素,对导弹的出舱速度影响较大,且弹射架沿载机纵向位置的改变对载机纵向运动影响明显,沿载机展向位置的改变对载机横航向运动影响显著。