某空气舵系统非线性建模及参数识别

可靠的空气舵系统动力学模型对飞行控制系统设计非常重要。以某飞行器空气舵系统为对象,考虑运动副间隙和摩擦,研究系统非线性动力学建模问题。分别基于Coulomb摩擦模型和Stribeck摩擦模型建立了系统的四参数和六参数动力学模型;采用系统频响测试数据和参数辨识方法考察了模型的可靠性;改进Coulomb摩擦模型,提出系统的五参数非线性动力学模型。研究结果表明,用五参数模型拟合不同工况测试数据,获得的系统参数一致性优于四参数和六参数模型,可靠性更高。

一种单喷管双摆电动伺服系统的设计与建模

针对新型战术导弹对摆动喷管伺服系统提出的小型化大功率要求,提出了一种基于电动伺服系统的单喷管双摆驱动装置。该装置使用2个相互垂直的直线式电动伺服机构共同推动喷管进行摆动,采用无刷直流电机和滚珠丝杠减速器的结构形式,实现了系统的高功率密度和高效率,可提供大输出力矩,并具有良好控制精度。通过对该系统进行运动分析与建模,研究了2个直线式电动伺服机构的运动非线性特性及相互间交连耦合干扰,分析了两者的成因、随摆角分布规律及其对喷管摆动角位置精度的影响,给出了任意摆角下的双通道指令计算方法,据此采用双通道协同工作的方式精确控制喷管摆动方向和摆动角度。

SGCMG系统非奇异路径规划

单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)是应用在航天器上的一类惯性执行机构 .在航天器的姿态控制中 ,通常采用三个或以上的SGCMG ,以满足三轴控制的要求 .但是 ,当多个SGCMG协调工作时 ,系统会出现奇异现象 ,并极大地降低了SGCMG系统的操纵性能 .为回避SGCMG系统的奇异 ,本文提出了一种新的奇异回避条件 ,并通过对非线性规划中当前Kuhn Tucker乘子值的估计 ,得到了冗余SGCMG系统闭合形式的非奇异路径 ,而不需繁杂的数值求解 .正是由于这些新的手段 ,使得本文提出的算法不仅具有良好的奇异回避性能 ,而且形式简单 ,易于实现 .对金字塔构形的 4 SGCMG系统的仿真结果表明 ,上述算法是可行的 .

一种微小型电动舵机设计仿真与试验

为满足微小型导弹用舵机体积小、质量小、响应快的特点,设计了一种高可靠性、高灵敏度、低成本、小型化的电动舵机伺服系统。经建模仿真和试验验证,该系统满足快速性、线性度、频带宽度等方面的指标,为舵机小型化设计及导弹微小型化设计奠定基础。

C/SiC舵结构热试验瞬态温度场预示技术

航天飞行器在大气层中高马赫数飞行时,会面临严酷的气动加热环境,C/SiC、C/C等高温复合材料由于具有耐高温、高比强、高比模等优点,在飞行器热结构设计中得到大量应用。为了考核热结构服役过程中的高温力学性能和完整性,需要根据飞行时序进行地面结构热环境试验,其中石英灯辐射加热装置是模拟瞬态气动热环境的一种重要手段。地面结构热试验具有不可重复、技术难度大等特点,发展结构热试验辐射热环境预示技术可以有效支撑飞行器结构地面试验验证。针对采用石英灯辐射方式加热的C/SiC复合材料舵结构热试验,建立了辐射加热动态控制过程模拟方法,基于热网络法和蒙特卡罗法获得了结构瞬态温度场分布,通过与试验数据的对比分析,验证了方法的可行性,能够为复合材料结构热试验方案优化和试验效果评估等提供技术支撑。

液压余度舵机同步传动研究

几个舵机驱动同一控制对象,通道间产生力的纷争,本文采用均衡网络来减轻力的纷争,而均衡网络的参数则根据解耦控制理论导出。实际系统的实验证明本文所提出的消除余度通道间力纷争保证同步传动的方案是有效的。文章给出了最优均衡网络的参数设计公式。

滚珠丝杠式燃气舵结构仿真与运动控制

针对燃气舵在启动瞬间会产生很大的冲击力,采用ADAMS和ANSYS软件对传动机构进行了动力学分析和有限元分析的联合仿真,得到了变负载下相邻零件的冲击力,并分析了危险零件的瞬态动力响应。分析结果表明,在一定范围内,冲击力随响应时间的增加响应速度变慢,最大值和最小值分别基本保持一致。建立了燃气舵系统的数学模型,在MATLAB Simulink软件中进行了系统的比例-积分-微分(proportional-integral-derivative, PID)控制仿真分析,并基于仿真结果进行了单片舵系统的运动控制试验。试验结果表明,该控制平台能达到良好的控制效果。

基于CATIA的舵机伺服系统运动干涉检查方法

在飞行器设计时,为了不使舵机伺服系统运动干涉,需要对其运动仿真干涉分析检查。文中采用CATIA软件建立舵机伺服系统数模,并进行干涉分析检查。仿真结果与试验结果相同,该方法可对相关机构运动分析提供借鉴。

电动舵机伺服系统非线性辨识及补偿

为提高电动舵机伺服系统的跟踪精度,提出了辨识、测试它的摩擦和间隙非线性及对其进行补偿的方法。针对位置和速度双闭环控制的电动舵机伺服系统,建立了基于LuGre摩擦和迟滞间隙的数学模型;依据模型采用前馈补偿方法对系统中的摩擦进行补偿,同时采用逆模型方法对系统中的间隙进行补偿控制。实验显示,对于幅值为1°,频率为2.5Hz的给定正弦信号,补偿后系统的最大位置跟踪误差由原来的0.166°减小到了0.096°,最大速度跟踪误差由原来的2.723r/min减小到了0.393r/min。结果表明,本文提出的辨识测试方法能够精确地获得摩擦和间隙模型,基于该模型的补偿能够有效地提高电动舵机伺服系统的跟踪精度。

无刷电动舵机功率驱动电路发热特性分析

针对小型大功率无刷电动舵机由于大电流、高功率密度引起的散热困难问题,开展其功率驱动电路发热特性研究。根据所使用的H-PWM-L-ON型半桥调制模式,分析了IGBT三相桥式功率逆变电路的功率损耗,基于RC热网络模型方法建立了该电路的热传导模型,并使用英飞凌FS50R06W1E3型功率模块开展了功率驱动电路发热特性仿真分析和实验验证。结果表明,所给出的功率驱动电路功率损耗分析结果合理可信,通过该热传导模型可有效计算功率器件工作温度。在无刷电动舵机设计过程中,可使用此方法进行功率器件工作温度计算,在确保低于最高工作结温的情况下提高可用输出功率。

基于热解动力学炭/酚醛燃气舵流热耦合数值研究

针对炭/酚醛燃气舵体积烧蚀问题,在Fluent平台上利用UDF二次开发进行了二维非定常流热耦合数值研究。对几何建模、材料变热物性模型及边界条件等问题进行了详尽的描述,并选取了合适的计算模型。对不同舵偏角下燃气舵温度分布、材料密度及边界热流密度等参数进行了分析研究。计算结果表明,燃气舵前缘一直是体积烧蚀最严重区域,随着舵偏角的增大,迎风面体积烧蚀越为严重;由于炭/酚醛材料的特殊性,随着工作时间的推进,从边界进入燃气舵内部热流密度逐渐降低,趋于一个稳定值。研究方法及结论可用于炭化烧蚀类复合材料燃气舵热分析研究。

双圆弧超音速喷管的推力偏心特性

用三维非对称流场数值模拟的方法研究了双圆弧超音速喷管的推力偏心特性，给出了在改变喷管长度和喷管扩张比两种情况下，喷管侧向推力分量沿轴向的变化及其零点位置在轴线上的分布。结果表明，侧向力第一零点随喷管长度和扩张比呈现微弱的、非线性变化，而第二零点的位置与喷管长度和扩张比有很好的线性对应关系。

考虑结构多失效模式的电动舵机系统可靠性预计

针对以往试验中出现多种模式的结构失效现象,在对新型舵机系统进行可靠性预计时,有必要在传统电子学预计基础上,加入多失效模式下结构可靠性预计。首先,采用专家评分分配法将系统可靠性指标分配到相应模块与组件,然后由元器件计数法、均值一次二阶矩法分别得到电子学部分与各失效模式下结构部分的可靠性指标,进而得到系统的可靠性指标。从预计结果看出,设计方案达到总体分配到舵机系统的可靠性指标要求,在考虑滚珠丝杆机构多失效模式下的可靠度要低于其他电子学部分,与以往试验中结构失效多于电子学部分的现象较为吻合。

射频电缆低温扭转阻力矩对卫星展开锁定机构的影响

针对射频电缆在低温环境下扭转阻力矩增大给某卫星展开锁定机构可靠性带来的不确定影响,文章首先对射频电缆低温扭转阻力矩进行测试试验,之后分析了该阻力矩对展开锁定机构静力矩裕度的影响;在此基础上对机构的设计方案进行改进,并通过仿真分析,验证了改进后机构能够可靠展开,展开时间、冲击力矩等指标满足卫星总体要求。

基于数字控制技术的高速导弹舵机控制系统设计与研究

针对某型号导弹舵机控制的高性能要求,设计了一套数字伺服控制系统。同时分析了其结构组成、控制方案、软硬件设计等问题。该系统以数字芯片DsPIC30F5011为主控制芯片,以永磁直流电机作为伺服电机,以传统PID算法和模糊PID算法相结合为控制策略。实验结果表明,该控制系统快速、稳定,具有很高的准确性和实时性。该系统可以作为某型号高速导弹舵机控制系统。

空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究

空气舵作为常用的航天飞行器执行机构,具有饱和、间隙与摩擦等非线性因素,如不能准确表征其非线性动力学特性将会影响飞行控制系统的稳定性,甚至造成飞行失利。针对上述问题,开展了空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究,旨在为非线性动力学特性分析提供工程方法,为控制系统设计提供重要依据。通过研究,提出了试验测试方法、多维空间重构表征方法和传递函数表征方法,三种方法依次递进,可用于控制系统工程设计的各个阶段,对于提高飞行器稳定裕度和飞行可靠性奠定了重要方法基础。

火箭喷管非设计状态诊断与数值研究

喷管是火箭发动机产生推力的核心部件,其功能是把高压燃气转变为动能,使气流在其中膨胀加速,以高速向外喷射而产生反作用推力。火箭发动机喷管的设计状态是气体完全膨胀的状态,此时喷管出口的燃气速度达到最大。采用二维模型对喷管工作状态进行数值模拟计算,计算模型引入了气动参数、特征压强等以速度为变量的函数。结果表明,喷管的工作状态主要取决于压强比和截面积比,而燃气在喷管中膨胀不到位或者过度膨胀都会使发动机的推力减小,影响发动机性能。

飞行器空气舵系统的高效刚度分配优化方法研究

空气舵系统是飞行器典型操纵部件,其伺服作动器、连杆、摇臂、舵轴和舵面等子结构对空气舵系统的整体刚度有着不同程度的贡献,合理分配各子结构的刚度,可使空气舵系统的整体刚度得到进一步优化.本文提出了一种基于多体系统传递矩阵法和遗传算法相结合的空气舵系统高效刚度分配优化方法.首先,基于多体系统传递矩阵法建立了以结构尺寸和材料属性为参数的高效结构动力学计算模型,仿真结果表明,基于该计算模型所预测的空气舵第一阶俯仰模态固有频率与商业软件计算结果的误差仅为1.06%.其次,基于本文建立的高效结构动力学计算模型对各子结构刚度对空气舵系统动力学特性的贡献进行了灵敏度分析,给出了各部件对系统固有频率贡献的规律.最后,采取将遗传算法和多体系统传递矩阵法相结合的思路,以所建立的空气舵高效结构动力学模型为适应度函数,各子部件尺寸作为待优化变量,空气舵系统整体质量为约束条件,对空气舵系统各个子结构的刚度分配进行了优化.优化结果表明,在保持空气舵系统整体重量不变的条件下,可将空气舵系统第一阶俯仰模态固有频率提高约15.8%.

非工作状态下电液伺服机构运动分析

针对电液伺服机构安装到运载火箭后存在非工作状态下承受外力并产生被动运动的现状,分析伺服机构的受力情况并构建内部液体流动回路,研究非工作状态下伺服机构在外力作用时的运动特性。发现伺服阀零位特性以及伺服机构高压回路密封性能是影响伺服机构非工作状态下运动特性的主要因素。在外力作用下发生运动时油缸某一侧往往处于抽真空状态。使用零位特性良好的伺服阀以及高压回路泄漏小的伺服机构,在外力作用下将处于双向不动或单向可动的状况。利用典型产品开展了物理试验,验证了结论的有效性。

一种多扰流片装置的推力矢量特性数值研究

针对常规扰流片推力矢量装置无法提供滚转控制力矩的问题,提出了一种适用于多通道控制的多扰流片矢量结构方案。采用三维数值仿真方法,分析了多扰流片装置喷管内流场结构与推力矢量特性。结果表明,扰流片面阻塞率对多扰流片俯仰/偏航矢量的影响规律与单扰流片一致,扰流片面阻塞率与轴向推力成反比,与侧向力成正比。相同扰流片面阻塞率时,俯偏状态下喷管的内部流动复杂损失大,轴向推力小于滚转状态。通过采用带预制偏角的扰流片,可获得滚转控制力矩,同时,偏角增大滚转力矩增大,轴向推力小幅下降;但俯偏状态下喷管内高压旋流区域缩小使得侧向力大幅下降。多扰流片装置的设计需综合考虑装置的滚转与俯仰/偏航特性。