一种6-DOF小行星着陆轨迹序列凸优化方法

针对6自由度的小行星动力着陆多约束轨迹优化问题,提出了一种基于序列凸优化的小行星着陆轨迹优化算法。首先采用多面体引力场模型计算小行星的引力场,其可用于描述任意形状的小行星引力场,且比质点群法和球谐函数展开法等方法计算精度更高。为了在凸约束下解决小行星着陆过程燃料消耗最优问题,通过对探测器动力学模型及其约束进行线性化和离散化,将原来的非凸连续时间优化问题转化为凸化的子问题,即二阶锥规划问题(SOCP);然后引入了虚拟控制项和信赖域,以增强算法的鲁棒性。通过在形状不规则小行星上的着陆模拟,验证了所提出算法的有效性,仿真结果满足各项约束条件,可实现高精度着陆和燃料消耗最优的目标。

Modeling and software implementation of flight system for simulator of a new fighter

Real-time modeling and simulation of flight system are the key parts of simulator. After describing the architecture of simulator for a newer fighter, author presents the composition of flight system and its mathematic models. In this paper, aircraft is regarded as an elastic flight body. And a new integrated algorithm which can remedy the shortcoming of Euler method and four-element method is used to calculate the Eulerian angles of aircraft. Finally, the software implementation of the flight system is given in the paper.

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。

带闭链六自由度工业机器人动力学解析模型

提出了一种建立带闭链工业机器人动力学解析模型的方法。将闭链的某一非主动关节的运动副拆开 ,其运动关系用约束方程来代替 ,从而形成带有附加约束的等效开链系统 ,然后基于Kane动力学方程 ,导出了显式形式的动力学方程。推导解析模型时将部分变量处理为符号量 ,其余变量处理为数字量 ,获得了动力学各模型矩阵元素的数字 -符号表达式 。

基于Matlab/SimMechanics的六自由度并联运动平台建模与分析

为了研究六自由度并联运动平台的运动学特性,对六自由度并联运动平台的运动学位置正解与反解进行分析,并利用Matlab的SimMechanics工具箱进行六自由度并联仿真平台的搭建,其包含轨迹产生器、PID控制器、执行机构与输出显示共4个部分。SimMechanics模型仿真结果表明,该仿真平台轨迹跟踪较为准确,验证了仿真平台的有效性,为六自由度并联运动平台的设计与应用开发奠定了理论基础,同时,也对其他结构的并联平台的分析提供了借鉴。

火箭弹脉冲修正机构控制精度分析

利用侧向脉冲修正机构改善了火箭弹落点散布,建立了加入扰动因素的弹体运动学模型和六自由度模型,针对模型弹仿真,计算了不同起控数量和不同起控时间对弹体初始扰动带来的落点散布的修正效果。结果证明:设置由实际弹道和理论弹道差值大小作为是否启动修正机构的方案是可行的,对侧向脉冲修正机构在简易控制火箭弹的工程应用有价值。

模块化六自由度机器人运动学标定与实验研究

针对自主研发的模块化六自由度轻载搬运机器人,使用激光跟踪仪并采用直接标定法进行了运动学标定与实验研究。采用D-H法构建了机器人连杆坐标系和机器人运动学模型,并运用微分变换的方法建立误差模型。通过激光跟踪仪测量机器人末端位置,将其与运动学模型求解得到的机器人末端位置进行比较,验证了误差模型的正确性。然后将误差模型计算得到的机器人连杆参数误差在机器人控制系统软件中进行修正。最后利用激光跟踪仪测量机器人的关节转角间隙误差,将误差值转换成脉冲数并在软件中进行补偿。机器人运动学标定实验表明,使用激光跟踪仪进行连杆参数误差补偿和关节转角间隙误差补偿可以明显的减小绝对定位误差,绝对定位误差降低了69.6%,定位精度有了明显的提高。

小型察打无人机机载导弹发射六自由度仿真

在无人机机载导弹发射过程的仿真中,导弹喷流的冲击干扰不能忽略。文中采用CFD技术求解导弹发射过程的运动喷流流场,给出察打无人机在导弹发射过程中所承受的实时非稳态干扰气动力数据,建立了包含控制系统的察打无人机导弹发射六自由度非线性仿真系统。对某察打无人机,就机载导弹发射的喷流冲击对无人机平台飞行状态的扰动进行了仿真分析,结果表明该方法正确的反映了喷流的冲击作用,仿真结果更能反映真实情况。

小型察打无人机投弹非稳态干扰下六自由度仿真

小型察打无人机投弹前后无人机状态发生突变,且存在机弹干扰,需要分析机弹分离对载机的安全性影响。文中采用基于动网格的非定常流场求解技术耦合外挂武器六自由度运动方程,给出察打无人机实时非稳态干扰气动力。将干扰气动力作用于无人机六自由度模型,建立了包含控制系统的察打无人机投弹六自由度非线性仿真系统。针对某察打无人机,就不同挂弹方案对无人机平台飞行状态的扰动进行了仿真分析。

基于六自由度动力学模型的火箭推力下降故障仿真

发动机推力下降会导致运载火箭质心偏移、产生推力不平衡力矩、减弱控制力等后果,导致火箭姿态和飞行轨迹发生改变,影响火箭可靠性和发射成败。针对某型捆绑火箭助推段发动机推力下降故障问题,建立了故障下的火箭刚体六自由度动力学模型,基于Matlab/Simulink软件,采用分层模块化建模思想搭建了全数字仿真模型,最后以发动机正常状态和单台发动机推力下降为例给出了仿真算例。结果表明,该仿真模型能够正确地反映推力下降故障下捆绑火箭助推段的飞行特点。

旋翼飞行机器人的动力学建模与容错自适应控制

针对目前无人飞行器在受限环境执行作业时操控性和安全性不足的问题,设计了一种基于旋翼动力的碟式自主旋翼飞行机器人(rotor aerial robot,RAR),采用内置桨叶和冗余执行机构以增强飞行器的安全性和容错能力,采用内、外双旋翼系统和碟式机体构架以提高空气动力特性和操控性能.运用牛顿-欧拉方法建立了系统的6自由度(six-degrees-of-freedom,6-DOF)动力学模型,根据模型执行环节易受气动干扰或故障等因素影响而出现参数不稳定的问题,设计了容错自适应控制方法,在Matlab/SIMULINK环境下以飞行器的侧向通道控制为例进行了仿真实验,验证了旋翼飞行机器人具有良好的操控性和鲁棒性.

基于Simulink的简易控制单兵火箭弹弹道仿真

单兵火箭弹的简易控制,将弹体动力学与运动学、气动力计算、简易姿态控制等模块连接建立了六自由度弹体运动数学模型,并在Matlab/Simulink环境下开发了由各模块组成的全弹道仿真数学模型。针对初始段扰动等问题,通过无控弹道与有控弹道的仿真分析比较,对初速较低的增程单兵火箭弹采用姿态修正可提高射程和精度。

六自由度串联机器人轨迹误差分析与实验研究

为了研究六自由度串联机器人运动轨迹精度,建立了其轨迹误差模型,研究各误差源与末端轨迹误差的关系,在此基础上推导了误差源的线性模型。通过搭建非接触式激光跟踪测量平台,测量实验机器人末端绝对定位误差与轨迹误差,探究典型轨迹的误差形式。实验结果表明,动态误差源对末端轨迹的影响远大于静态误差源,轨迹精度远差于定位精度,随着速度增大,动态误差源影响越大,轨迹精度也越差。在不同条件下,圆弧和直线轨迹呈现出不同的误差曲线,但当速度变化时,曲线形式均变化不大。

NMPC算法下六自由度机械臂避障轨迹规划

针对机械臂在空间避障轨迹规划的需求,提出一种基于NMPC的六自由度机械臂避障轨迹规划算法。与以往的避障算法相比,该避障算法在规避障碍物的同时可以对运动轨迹精度进行控制。首先,建立六自由度机械臂自主防撞最优控制模型。其次,为了保证系统的时效性,对复杂的六自由度机械臂系统进行线性化处理,并且通过剪切搜索的方法来寻找最优解。最后,使其在满足控制约束和轨迹约束的前提下,达到自主避障效果。通过MATLAB对该算法进行仿真验证,结果表明:该方法能够有效地规划出满足机械臂性能要求的无障碍运动轨迹,实现机械臂在动态环境下的防撞控制,有效提高机械臂的运行安全。

单自由度双曲柄六杆压力机机构计算机建模与动态静力分析向量键合图法

针对单自由度双曲柄六杆压力机机构计算机建模与动态静力分析问题,提出了相应的向量键合图法。根据机构的结构及组成原理,建立其向量键合图模型;通过有效的方法,使机构向量键合图模型的贮能元件皆具有积分因果关系,解决了机构动态静力分析计算机建模的代数困难。应用相应的算法,实现了单自由度双曲柄六杆压力机机构计算机建模与动态静力分析,分析了脉冲形式的工作阻力对机构驱动力矩及运动副约束反力的影响,说明了所述方法的可靠性及有效性。

六自由度并联机构的误差分布研究

针对制造和安装误差对并联机构末端位姿精度的影响问题,以六自由度Stewart并联机构为研究对象,在建立运动学正解一阶误差模型的基础上,结合泰勒展开式推导出Stewart并联机构末端的位置和方向误差与驱动器不同长度变化之间非线性关系式;并用MATLAB软件仿真分析结构参数误差存在的条件下,工作空间中六自由度Stewart并联机构末端位姿误差的分布情况。分析结果表明:不同位姿下,位姿误差存在差异;在x轴正方向上,位姿体积误差的变化规律具有一致性,均随x轴正方向的移动而逐渐增大;同时位置体积误差的变化幅值远大于姿态体积误差的变化幅值,并且最大位姿误差出现在可达工作空间边缘的顶部位置。研究结果为该并联机构后续进行精度综合及误差补偿提供参考依据。

基于ADAMS的六自由度串联机器人运动学仿真研究

借助ADAMS仿真软件建立了六自由度串联机器人的虚拟样机模型,对其运动学问题进行了仿真研究。通过对末端执行器添加点驱动,设置期望轨迹参数方程,仿真测量得到各个关节角度变化的曲线,通过对曲线的拟合,最终得到运动学逆解。利用六个关节的运动驱动,仿真得到机器人末端执行器的位移与速度曲线,其变化平稳,无突变现象。通过在ADAMS平台上进行仿真,可直观的了解到机器人运动过程中的各连杆、各关节及末端执行器的运行状态,为机器人轨迹规划、动力学分析及离线编程、物理样机实验等提供依据。

飞行模拟器动力学控制的研究

针对如何获取运动平台的实时加速度和在精确跟踪加速度的同时限制位移,建立了系统动力学模型以计算加速度,使用虚拟弹簧法限制位移。在Matlab环境下,搭建了整个伺服控制系统。仿真结果表明,控制系统在保证平台位移不脱离限制区域的基础上,实现了加速度的精确跟踪。

近空间飞行器再入段载荷特性分析

针对近空间飞行器再入段载荷问题,考虑地球曲率和自转的影响,建立飞行器六自由度动力学模型和载荷模型,进行飞行器载荷特性研究。分析了开环状态下飞行器的载荷构成,以及在大飞行包线内飞行器载荷的变化规律;考察了质量变化以及舵面控制状态下舵偏速度、最大舵偏角等因素对飞行器载荷特性的影响。研究结果表明,再入高超声速飞行器的过载分析必须考虑地球曲率和自转的影响,飞行器的过载对高度、速度和最大舵偏角敏感性强;采用重心过载在机体低速转动时可以表征飞行器全局过载,飞行器质量变化及相应的重心偏移对飞行器载荷有一定影响;不同舵偏模式及速度、角度对于整体载荷有较大影响。

一种极坐标系升力式再入六自由度仿真模型

建立了升力式再入飞行器在极坐标系下的六自由度模型。首先,定义了建模所需坐标系及转换关系;然后,建立了极坐标系下的升力式再入质心运动方程以及面对称飞行器在体坐标系下的转动方程,并利用坐标转换关系建立欧拉角转换辅助方程;最后,对欧拉角关系、开环六自由度进行了仿真验证。仿真结果表明,该模型可为同时关注位置变量和速度变量的升力式再入飞行器的飞行力学问题研究,如六自由度的轨迹优化、制导控制一体化设计等提供模型参考。