无尾钢丝螺套在军品上的应用

简要介绍了无尾钢丝螺套的与有尾钢丝螺套的区别,详细论述了二者在结构尺寸、安装螺套用内螺纹、螺纹连接强度三方面的比对并得出无尾钢丝螺套可替代有尾钢丝螺套的结论。为航空航天等军工产品设计人员对钢丝螺套的选用提供参考。     

柔性接头摩擦特性与橡胶损耗模量相关性研究

为研究柔性接头摩擦特性与橡胶损耗模量的相关性,设计了弹性材料为不同硅橡胶的2种柔性接头,测试了一系列常温常压条件下柔性接头在正弦激励下的动态特性。对比了不同摆动频率和摆角下柔性接头摩擦力矩与橡胶材料粘附摩擦系数的关系,以及柔性接头摩擦损耗与橡胶材料单位阻尼能的关系,在此基础上研究了橡胶材料损耗模量对柔性接头摩擦特性的影响。结果表明,摩擦力矩与橡胶材料的常系数、损耗模量和应变的乘积成正比,摩擦损耗与损耗模量和应变平方的乘积成正比。     

温度对小型柔性接头力矩特性的影响

为了研究柔性接头在固定压强下力矩特性随温度的变化,设计了弹性材料为硅橡胶的小型柔性接头,测试了一系列0.1MPa容压条件下柔性接头在正弦激励下的动态特性,获得了不同温度时接头的摆角力矩曲线。根据接头在摆角为0°时的力矩获得摩擦力矩,根据摆角力矩曲线的近线性部分获得弹性比力矩,在此基础上研究了温度对各个力矩的影响。结果表明:作动力矩随温度的升高而减小,但温度对作动力矩的大小影响很小,库伦摩擦力矩随温度的升高而增加,弹性比力矩和总比力矩因发生热弹逆变现象随温度的升高先减小后增加,动态弹性模量和损耗系数随温度的升高而降低,能量损耗受动态弹性模量和损耗系数变化影响随温度的升高而降低.      

膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法

为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性,从推力和力矩两方面考虑,引入特殊中心体,探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论（MOC）实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数,包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究,得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场,设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管),并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计;在进口参数和落压比一定的条件下,存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大;流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小,可作为调整导出喷管力矩的设计参数;出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小,同时推力下降明显,设计时应综合考虑.      

基于Ansoft Maxwell对单相步进电机性能影响因素的分析

基于Ansoft Maxwell有限元分析软件,对单相步进电机性能的影响因素进行分析。分析结果表明:使用温度、输入电压显著影响电机性能,在设计时应充分考虑电机的应用领域及工况;同轴度、气隙会对电机的性能产生一定影响,应确保同轴度和气隙的最佳设计;形位公差对电机性能的影响最小,可忽略不计。     

基于自抗扰技术的挠性航天器高精度指向控制

针对存在外部干扰和模型不确定性的挠性航天器,提出了一类新颖的基于自抗扰技术的控制方案,实现无姿态角速度反馈的航天器对目标高精度姿态指向控制。对目标相对姿态指向控制系统进行建模,引入一光滑连续秦函数,构造三阶扩张观测器,观测系统姿态角速度和总扰动,并利用其实现动态补偿线性化及扰动抑制。针对单框架控制力矩陀螺群作为执行机构常存在的奇异,引入零空间空转指令设计了一类奇异避免操纵律。将控制系统方案用于某挠性航天器模型,仿真结果验证了方案的有效性、合理性。     

火星环绕器环火轨道的角动量管理方法

针对中国首次火星探测的任务需求和规划,结合环绕器质量特性和布局构型以及大椭圆轨道特性,分析了环绕器在环火飞行阶段所受的重力梯度力矩和光压力矩规律.空间干扰力矩累积导致飞轮转速上升,影响姿态机动能力,需要喷气卸载.为减少喷气卸载次数,在满足系统任务的基础上,设计了姿态偏置方案,利用光压力矩和重力梯度力矩相互抵消减少角动量...     

应用变速控制力矩陀螺的卫星姿态机动的非线性控制

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。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。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。     

带极点配置的LQR算法在空间站力矩平衡姿态控制中的应用

在进行空间站力矩平衡姿态（TEA）控制设计时,需要将姿态动力学、动量管理与干扰抑制滤波器相结合形成系统模型,以抑制外部干扰对姿态的影响.带有区域配置的改进LQR算法用于线性化的系统模型,能够使得系统闭环极点落入期望的扇形区域,区域分别由给定整数定义张角、正数定义稳定阈,建立的代数Riccati方程组可采用两步法进行迭代求解,自动生成所需要的状态权矩阵,并得到系统的反馈增益,完成闭环极点的区域配置.该算法用于对空间站姿态控制及动量管理的控制系统,结果表明系统稳态及动态特性能够达到预期目标.      

使用单框架控制力矩陀螺的空间站姿态控制系统建模与仿真

研究使用单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)的空间站的姿态控制。完成空间站在轨三轴稳定飞行模式下的动力学和执行机构的建模。基于最小二乘意义下的伪逆原理设计了SGCMGs的控制律。对于框架构形的隐奇异，采用零运动躲避的算法。同时建立了框架电机的动力学、干扰和控制器的仿真模型。提出了适合工程应用的SGCMGs构形显奇异和饱和奇异的工程性的判断条件及卸载方法。为了探讨伺服机构对系统响应特性的影响，进行了分系统级的仿真。仿真模型中包括了空间环境力矩、敏感器及姿态确定模型。仿真中使用了五棱锥构形的SGCMGs，这种构形具有好的冗余度和大的角动量包络。仿真结果验证了五棱锥构形SGCMGs对大型航天器的三轴姿态控制的可行性及有效性。