基于显式力控制的空间机器人抓捕碰撞力控制方法

针对空间机器人抓捕漂浮目标过程中的碰撞力控制问题,建立了空间机器人抓捕目标的动力学模型及与目标接触的接触碰撞模型;分析了手爪闭合速度和目标初始位置等参数对碰撞过程的影响;在此基础上采用任务优先逆运动学求解方法,设计了基于显式力控制的抓捕接触碰撞力控制方法,并对基于外力控制的碰撞力控制方法和基于显式力控制的碰撞力控制方法进行对比分析。结果表明,基于显式力控制的目标抓捕接触碰撞力控制方法能够实现满足平稳性要求的碰撞力控制,且所需的基座推力和关节控制力矩较小。     

行星滚柱丝杠动力学特性分析及试验研究

准确的舵机模型是舵机系统控制及颤振分析的关键,为实现舵机模型快速而准确的控制,需要建立高精度的行星滚柱丝杠动力学模型。依据赫兹接触理论建立了考虑螺纹啮合刚度的行星滚柱丝杠动力学力学模型,搭建行星滚柱丝杠动力学特性试验台。试验结果表明:行星滚柱丝杠前两阶固有频率试验结果分别为195Hz和747Hz,与仿真结果误差小于6.7%,验证了模型准确性。研究了螺纹接触角和滚柱半径对行星滚柱丝杠啮合刚度以及行星滚柱丝杠的前两阶固有频率的影响。结果表明:螺纹接触角增加,会导致行星滚柱丝杠的螺纹啮合刚度及其第一、二阶固有频率增加;而滚柱半径的增加同样会使行星滚柱丝杠的螺纹啮合刚度增加,但其第一、二阶固有频率会在半径为某特定值时达到最大。     

光学坐标测量机在叶片型线测量中的应用

为了高效精确地完成叶片不同截面上型线的测量,应用激光三角法测头、测头座以及三坐标测量机框架等搭建了非接触式的光学坐标测量机,可以实现叶片型线的快速扫描测量。在测量过程中,将激光测头通过PH10M测头座安装在三坐标测量机的Z轴上,并通过测头外参数标定技术与坐标系转化技术等将激光测头的一维距离值转化为被测点的三维坐标值,进而实现被测叶片型线三维点云的创建。最后,应用所搭建的光学坐标测量机对金属球的直径和叶片的截面型线进行扫描测量实验,能够满足使用需求。     

某航空发动机轴承钢球失效分析

针对某航空发动机轴承钢球的表面剥落及裂纹故障,利用视频显微镜、扫描电镜等设备对故障钢球剥落表面进行宏、微观检查,明确了钢球表面剥落性质为滚动接触疲劳;通过裂纹断口分析、能谱分析及金相检查等手段,确定了钢球裂纹是在淬火过程中温度过高导致的淬火裂纹,同时钢球组织中存在带状碳化物,对淬火裂纹的产生有一定的促进作用。淬火裂纹在钢球工作过程中并未扩展,但引起钢球表面发生接触疲劳剥落。建议在钢球热处理过程中,严格控制热处理工艺参数,保证热处理温度和保温时间的稳定。     

非接触旋转叶片振动测量系统在转子叶片裂纹故障试验中的应用

采用非接触旋转叶片振动测量系统测量模拟转子叶片振动特性,通过单自由度和周向傅立叶两种分析方法,拟合并计算出叶片共振时的幅值、动频、转速、激励阶次等。试验结果表明,叶片出现裂纹后,叶片动频显著下降。动频结果与锤击法测量叶片静频结果对比表明,动频结果更接近真实情况。该系统可有效识别叶片裂纹,其成功运用对于实现或建立叶片裂纹故障在线监测具有十分重要的意义。     

杆和板弹性正碰撞的瞬态响应

把分析质点和结构碰撞问题的方法推广用于分析杆结构和板结构的弹性碰撞响应问题。并且对各种边界条件的杆、板碰撞问题进行了规一化处理。从而进一步说明了用模态叠加法求解结构弹性撞击载荷的可行性。算例证明了本方法的方便性和可靠性     

陶瓷／复合材料航空装甲撞击响应的数值仿真

用求解接触撞击问题的方法对陶瓷／复合材料装甲的撞击响应和失效机理进行数值仿真。着重讨论了接触撞击界面的搜索与确定、接触撞击力的计算、以及失效准则及其处理技巧等３个问题。计算结果与试验结果进行了比较,符合良好。     

基于子模型方法的连接机构接触模型及其应用

航空领域面临着大量的连接机构接触问题,解决此类问题的有效方法是采用有限元分析方法,但又面临计算耗时过长、计算效率过低的问题.针对这些不足,本文将子模型方法与有限元方法相结合,基于有限元分析软件ANASYS,对某一具体连接机构的三维接触问题进行了分析计算.首先针对一简单结构,验证了子模型方法的有效性.然后将子模型方法用于解决该连接机构问题,并得到了合理的结果.最后讨论了连接机构的应力值随网格密度、倒角半径的变化.研究结果表明,子模型方法结合有限元法能成功地用于工程中复杂结构件的接触问题分析.     

航空轴承表面合成DLC薄膜的结构特征和滚动-接触疲劳物理模型

利用等离子体浸没离子注入与沉积（PIIID）复合强化技术,在AISI440C航空轴承钢表面合成了类金刚石碳（DLC）薄膜。Raman光谱分析揭示出所制备的DLC膜层主要是由金刚石键（sp³）和石墨键（sp²）组成的混合无定形碳膜,且sp³键含量大于10%。原子力显微镜（AFM）形貌表明,DLC膜层表面光滑,结构致密均匀,与基体结合良好。被处理薄膜试样在90%置信区间下的疲劳寿命L₁₀,L₅₀,特征疲劳寿命L_a和平均寿命较基体分别延长了10.1,4.2,3.5和3.6倍。ANSYS模拟结果显示,最大剪切应力出现在膜基结合处并且靠近膜层内部,最大值达到2 150 MPa。结合ANSYS模拟结果和扫描电镜（SEM）观察形貌分析发现,膜层内部存在的微观缺陷是滚动接触疲劳裂纹产生的诱因,循环载荷所形成的最大剪切应力和润滑油中污染颗粒的共同作用是疲劳磨坑最终形成的外在动力。建立了循环载荷条件下PIIID DLC/AISI440C轴承接触疲劳破坏的5阶段物理模型。     

叶片型面非接触测量系统设计与实现

针对航空叶片形状复杂、技术要求高、自动检测难度大等特点,本文基于锥光偏振测头和四轴运动平台搭建了非接触式光学测量系统.通过系统标定实现了数据统一,采用激光偏振全息测头采样技术与多轴联动定位技术相结合的测量方法,实现了航空发动机叶片型面的快速测量,通过对标准棒、模拟叶片的实际测量,验证了该四轴激光测量系统可实现对叶片型面的非接触、高精度测量.