含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析
机器中的间隙问题及其动力学
机器中的间隙问题及其动力学摘要：机器设备在实际的设计和加工过程中，其实际机构的各运动副以及各个关节都会存在间隙。
并随着先进制造技术的发展，高速、超高速及高精度要求的提出，间隙对机构以及整机的运动学和动力学性能的影响是不可忽视的。
间隙的存在破坏了理想机构模型，也使机构的实际运动和理想运动之间产生误差。
本文通过对机器中的间隙问题及其动力学的发展现状进行讨论，并在今后发展方向方面提出自己的看法。
关键词：间隙；机构；机器引言在机器设备中实际机构的各运动副及各个关节都必然会存在间隙，比且是必不可少的：（1）组成运动副的各个原件之间必然存在相互运动，并且存在配合关系，一旦存在相互运动就会有动配合，所以相互元件之间必会存在间隙；（2）机器零部件在加工制造过程中，必然会存在误差，有时候由于种种原因采用较低等级的配合，都有可能造成较大的间隙；（3）机械设备在运行过程中，机构运转必然产生相互摩擦、磨损等将间隙加大。
间隙的存在破坏了理想的机械运动，使其运动结果与理想状态下存在偏差，尤其是在高速运动下，间隙的存在使得在高速运动下的运动副各元素之间在失去接触的现象到再接触的现象交替出现，因此会产生猛烈的冲击和碰撞，增加机构零件的动应力，进而导致元件弹性变形加大、加剧磨损，并产生振动、噪声等导致效率降低。
因此基于上述原因，研究机器中的间隙及其动力学问题显得尤为重要；并随着现代化的生产的发展，必须充分考虑间隙问题。
国内外在该领域的发展现状综述考虑机器中机构运动副间隙的机构动力学研究是从七十年代开始的。
国内外的广大研究学者在含间隙机构的模型确定，建模方法的选择，动力学方程的求解以及预测间隙分离等方面的工作都做了大量的工作，得到了一些非常有益的结论。
本文通过介绍间隙动力学的理论模型展开讨论，其理论模型大致可归结为三类：三状态运动模型、二状态运动模型、连续接触模型。
其中以二状态模型进行深入研究的居多，由于它简化了三状态运动模型的复杂性和弥补了连续接触模型过于简单的缺点，并抓住了实际情况的本质，使得其方法研究得到推广在含间隙机构的动力学研究中，建立准确可行的动力学模型是至关重要的，不少研究者为此做了大量的工作。
卫星机构动力学特性研究
卫星机构动力学特性研究一、引言卫星机构的动力学特性是卫星设计和运行过程中需要考虑的重要问题。
它关乎着卫星的稳定性、姿态控制、能量消耗等多个方面。
本文将从以下几个方面来探讨卫星机构的动力学特性研究。
二、卫星机构的动力学模型卫星机构的动力学模型是研究卫星机构动力学特性的基础。
动力学模型的建立要考虑卫星的结构特性和运动特性，并结合实际应用情况确定合适的数学模型。
常用的动力学模型包括基于刚体动力学和基于弹性体动力学的模型。
基于刚体动力学的模型关注卫星机构的刚性变化，该模型适用于卫星振动小、噪声少的情况下。
而基于弹性体动力学的模型则考虑了卫星结构的弹性特性，能更好地模拟卫星运动的实际情况。
但基于弹性体动力学模型计算复杂度更高，需要更多的计算资源。
三、卫星机构的动力学特性研究方法研究卫星机构的动力学特性方法主要分为两类：数值模拟和实验验证。
数值模拟是研究卫星机构动力学特性的常用方法之一。
数值模拟通常采用有限元分析或者多体动力学方法。
其中有限元分析主要研究卫星结构的弹性特性，多体动力学方法则主要考虑卫星运动状态的建模。
实验验证则是验证数值模拟结果的重要手段。
实验方法包括振动台实验、真空室实验、地面实验等多种方法。
通过实验验证可以更加精确地了解卫星机构的动力学特性，并验证数值模拟结果的准确性。
四、卫星机构的动力学特性研究领域卫星机构的动力学特性研究领域涉及多个方面，主要包括姿态稳定性、能量消耗、自适应控制、荷载响应等。
姿态稳定性是研究卫星在运行过程中姿态的稳定性，主要关注卫星的姿态变化范围和变化时段。
能量消耗是研究卫星机构运动过程中所消耗的能量，也是卫星设计和运行过程中需要考虑的重要问题之一。
自适应控制是一种能根据卫星机构运动状态来自动调节控制参数，以保持卫星机构的运动状态稳定的方法。
自适应控制技术可以提高卫星机构运动的精度和稳定性。
荷载响应是研究卫星机构在不同荷载下产生的稳定性和健康状态的变化。
荷载响应研究可以有效评估卫星机构的结构设计和强度。
运动副间隙对卫星天线双轴机构动态特性影响
尚未见 文献 对 含间 隙卫 星天线 双轴 机构 指 向精度 动态 指 向精度 要 求 的卫 星天 线 双 轴 驱 动 机构 为 研 究 对 象 ，分析 运 动 副 间 隙及 其 大
（ 尔 滨 工 业 大 学 航 天 学 院 ， 哈尔 滨 １０ ０ ） 哈 ５ ０ １
摘要 卫 星 天线指 向精 度要 求 高 ，天 线 驱动 机 构 中有 运 动 副的 存在 就 不 可避 免 地含 有 间隙 ，研 究 间隙等 非线 性 因素对 卫 星天线 驱 动机 构 动 态特 性 影 响 尤 为重要 。以 某型 卫 星 天 线双轴 驱 动机构 为研 究对 象 ，基 于虚拟 样机 技 术 ，采 用非 线性 弹 簧 阻尼 模 型 建立 了间 隙处 的接 触碰撞 模 型 ， 同时采 用库 伦摩擦 模 型考 虑 运 动 副 间 隙处 的摩 擦 作 用 。通过 对 虚拟 样 机
２１ ０ ２年 １ ０月 第 ５ 期
中 国 空 间 科 学 技 术
Ｃｈ ｎｅ ｅ Ｓｐ ｃ ｉｎｃ ｎ ｃ ｏ ｏ ｉ ｓ ａ ｅ Ｓｃｅ ｅ ａ ｄ Ｔｅ ｈｎ ｌ ｇｙ
２１
运 动 副 间 隙对 卫 星天 线 双 轴 机 构 动 态特 性 影 响
潘冬 王 兴贵 赵阳
进 行动 力 学仿真 ，分析研 究 了运动 副 间 隙及 其 大 小、不 同驱动 力 矩 等 因素 对 双轴 驱动 机 构 动 态特 性 的影响规 律 。结 果表 明 ：间 隙及 过 大 的驱 动力 矩将 使 天 线 定位 精度 降低 、稳 定 性
变差 。综合 考虑 各 因素影 响 ，对卫 星天 线 系统 进行 结构 优化 ，是 提 高天 线定 位精 度 的 有 效
反作用轮铰间隙对航天器动态特性影响分析
反作用轮铰间隙对航天器动态特性影响分析潘冬;赵阳;王兴贵;马文来【摘要】反作用轮是高精度航天器姿态控制系统的主要扰动源之一,其转动副间不可避免的含有间隙,研究铰间隙对航天器动态特性影响,对建立更精确的反作用轮扰动模型至关重要.基于虚拟样机技术,采用非线性弹簧阻尼模型建立间隙处的接触碰撞模型,同时采用修正的Coulomb摩擦模型考虑运动副间隙处的摩擦作用,进而建立考虑反作用轮铰间隙的卫星系统虚拟样机模型,对其进行动力学仿真分析,详细分析间隙对系统各动态变量的影响,为卫星系统的结构设计及控制策略的制定提供参考.%Reaction wheel has been identified as one of the main disturbance sources that affect the precision of attitude control system of spacecraft. The influence of the joint clearance in reaction wheel on the dynamic characteristics of satellite is essential to be considered for the establishment of an accurate reaction wheel disturbance model. Based on virtual prototype technique, the contact dynamics model for joint clearance was established using the nonlinear equivalent spring-damping model and the friction effect was considered by using the revised Coulomb friction model. The virtual prototype of the satellite considering the clearance was then constructed and the influence of the clearance on dynamic characteristics was analysed. The results provide a reference to the satellite system's design and are helpful to the development of control strategy.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2012(031)013【总页数】5页(P71-75)【关键词】高精度航天器;反作用轮;铰间隙;动态特性【作者】潘冬;赵阳;王兴贵;马文来【作者单位】哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】TB123;V411.8反作用轮是高精度航天器姿态控制的主要扰动源之一，随着航天事业的发展及哈勃望远镜、新一代望远镜(NGST)等一系列航天器的发射升空，预示着未来的航天器向高精度、高稳定性方向发展，目前中国在轨飞行的中低轨道遥感卫星成像精度与国际先进水平有明显差距，其主因即为飞轮扰动所致，对此迫切需要深入研究。
含间隙翅翼机构的动力学仿真及研究
。
用于微扑翼飞行器的翅翼机构采用了各不相同的 ［ ８ － １１ ］ 。 翅翼机构所受到的空气作用力与翅 连杆机构 为了模仿大昆虫和鸟类胸部结构 翼的拍打速度有关； 的功能， 翅翼机构中通常要有柔性构件或加有弹簧 。 由于翅翼机构在受力和结构组成等方面的这些特点 ， 其动力学分析模型也与其他连杆机构的动力学模型有 所不同。目前， 还没有含间隙翅翼机构的动力学研究 的公开报道。 以一种含运动副间隙的翅翼机构为研究对象， 采 ［ １２ ］ 用 Ｄｕｂｏｗｓｋｙ 的冲击副模型 对其建立 动 力 分 析 模 型， 用 ＲｕｎｇｅＫｕｔｔａ 方法进行求解， 利用非线性系统的 分析方法进行翅翼机构的非线性特性分析 。 为进一步
灵活运转的必要条件， 也是在机构制造和安装中不可 避免的。自 ２０ 世纪 ６０ 年代起， 运动副间隙对机构运 相关研究及进 动的影响就引起了国内外学者的关注， １］ 。近 １０ 年， 不少研究的关注重点是含间 展见文献［ 隙连杆机构中的混沌现象
［ ２ － ７］
摇摇连杆机构中的运动副存在一定的间隙是机构能够
摇２０１０ 年 ９ 月
王大燕， 等： 含间隙翅翼机构的动力学仿真及研究
６７ 摇（ δ ≥ ０） （ δ ＜ ０）
{
（ ａ）
ｎ Ｆ３４ ＝ Ｋδ ＋ Ｃ ｎ ｖ ｎ ｔ ｎ Ｆ３４ ＝ ｆ′σＦ３４ ＋ Ｃｔ ｖｔ ｎ Ｆ３４ ＝ ０ ｔ Ｆ３４ ＝ ０
（ ５）
摇
ｎ ｔ Ｆ３４ ， Ｆ３４ — — — 摇杆 ＢＤ 作用于机架的法向接触力和切向接 式中：
［ ６］ 摇 汤文成， Ｊ］ ． 机械 易红， 幸研． 加工中心床身结构分析［ １９９８ ， ２０ （ １） ： １３ － １５ ， ２０． 强度，
ห้องสมุดไป่ตู้
飞控系统机械部件设计与动力学仿真研究的开题报告
飞控系统机械部件设计与动力学仿真研究的开题报告1. 研究背景及意义：飞控系统是指用于控制飞行器、导弹等航天器的复杂控制系统。
飞控系统的功能包括姿态控制、高度控制、速度控制等。
机械部件是飞控系统中的重要组成部分，包括飞控传感器、执行器等。
机械部件的设计和仿真是飞控系统研究的重要方面，可以提高飞控系统的精度、稳定性和可靠性，保证飞行器的安全。
2. 研究内容及方法：本研究主要针对飞控系统中机械部件的设计和动力学仿真。
具体研究内容包括：(1) 飞控传感器的设计。
研究传感器的制造工艺和原理，探究传感器的灵敏度、精度和响应时间等关键参数的影响因素，设计出高精度、高灵敏度的传感器。
(2) 执行器的设计。
研究执行器的结构、材料和控制方法，分析不同控制方法对执行器稳定性和响应速度的影响，设计出高可靠性、高响应速度的执行器。
(3) 机械部件的动力学仿真。
采用有限元分析方法，对机械部件进行静力学和动力学分析，验证机械部件设计的合理性和可行性。
3. 预期研究成果：本研究旨在提高飞控系统机械部件的设计水平和仿真能力，预期研究成果包括：(1) 设计出高精度、高灵敏度和高可靠性的飞控传感器和执行器；(2) 研究出适合飞控系统的机械部件控制方法，优化控制策略；(3) 提高机械部件的设计和仿真能力，为飞控系统的研究提供支持。
4. 研究难点及解决思路：本研究的主要难点在于机械部件的设计和仿真。
机械部件的设计需要考虑材料、结构和制造工艺等多方面因素，要求研究人员综合运用多种技术手段进行研究。
机械部件的仿真需要进行静力学和动力学分析，要求研究人员具有深厚的力学和数学基础。
为解决难点，本研究将采用以下思路：(1) 组建跨学科的研究团队，包括材料学、机械设计、控制工程等不同学科的专家和研究生，共同协作完成设计和仿真工作；(2) 运用多种先进技术手段，包括CAD设计、数值分析、控制算法等，优化机械部件设计和控制方法；(3) 建立完善的仿真模型，对机械部件进行精确的仿真分析，验证设计的可行性和有效性。
某卫星天线驱动用步进电机性能仿真分析
由图4可知，电机在一个齿距范围内自定位转矩峰值为61mN∙∏u由图5可知，两个齿距范围内步进电机静转矩的正峰值为602.1mN∙m,负峰值为-602. 2mN ∙ m。
5性能优化研究为了提高步进电机力矩密度，在小电流下，步进电机能够输出大力矩，本文以步进电机静转矩作为目标函数进行优化,通过优化设计得到步进电机静转矩的最大值。
5.1转子结构对电机性能的影响及优化通过只改变转子的结构，对比分析图6、图7中两种不同的转子结构对步进电机静转矩的影响。
图6是在图3的转子铁芯结构基础上，改变了中间隔磁桥厚度的大小，转子铁芯长度也随之变化；图7是将步进电机转子结构由四段铁芯变为了两段铁芯，磁钢总的厚度大小保持不变。
方案一、方案二的矩角特性仿真结果分别如图8、图9所示。
由图8可知，当隔磁桥的厚度减小后，步进电机在两个齿距内的静转矩正峰值为657. 6mN ∙ m ,负峰值为-655.2硒・111；由图9可知，当转子铁芯段数减少以后，步进电机两个齿距范围内静转矩的正峰值为717. 4mN ∙ m,负峰值由图4可知，电机在一个齿距范围内自定位转矩峰值为为-716. 6mN ∙ m o相比原方案，方案一能使步进电机的最大静转矩增加，增加61mN∙∏u由图5可知，两个齿距范围内步进电机静转矩的正峰值为602.1mN∙m,负峰值为-602. 2mN ∙ m。
5性能优化研究为了提高步进电机力矩密度，在小电流下，步进电机能够输出大力矩，本文以步进电机静转矩作为目标函数进行优化,通过优化设计得到步进电机静转矩的最大值。
5.1转子结构对电机性能的影响及优化通过只改变转子的结构，对比分析图6、图7中两种不同的转子结构对步进电机静转矩的影响。
图6是在图3的转子铁芯结构基础上，改变了中间隔磁桥厚度的大小，转子铁芯长度也随之变化；图7是将步进电机转子结构由四段铁芯变为了两段铁芯，磁钢总的厚度大小保持不变。
方案一、方案二的矩角特性仿真结果分别如图8、图9所示。
航天器机构仿真分析方法与案例
活动部件是指在机构工作过程中，参与运动或传递运动的构件，
例如曲柄连杆机构中的曲柄、连杆等；
附属部件是指在三维建模时可能是不同的零件，但装配完毕后，
附着于某一活动部件上，在机构运动过程中，二者无相对运动
或在某一阶段无相对运动的构件。
十四、航天器机构仿真分析
2. 机构仿真分析方法
➢ 分析结果评价
下进行，计算报错的可能来源包括：Adams求解模块，
Simulink求解流程以及二者之间的数据交换三方面。
一般将Adams与Matlab的通信间隔设置为0.5ms。动画模式
分为交互式（Interactive）和批处理模式（Batch），前者在
仿真过程中会在屏幕更新Adams仿真动画，后者不显示动画仅
十四、航天器机构仿真分析
1. 机构仿真分析的目的与要求
➢ 工作要求
在模样阶段，机构运动仿真分析通常与机构的设计是并行的，
通过运动仿真分析比较不同设计方案的优劣，为机构构型设计
和方案选择提供依据；
在初样阶段，机构运动仿真分析主要是协助设计人员确定机构
各类设计参数并进行改进和优化；
在正样阶段，机构运动仿真分析主要是针对正样详细设计开展
现代控制理论采用状态空间方法描述输入、状态、输出间的
关系
十四、航天器机构仿真分析
2. 机构仿真分析方法
线性系统状态空间表达式如下所示：
ሶ
()
= ()() + ()()
ቊ
() = ()() + ()()
通常，若状态 x 、输入 u 、输出 y 的维数分别为 n, p, q ，则称
十四、航天器机构仿真分析
《2024年空间机械臂间隙与摩擦动力学仿真分析》范文
《空间机械臂间隙与摩擦动力学仿真分析》篇一一、引言空间机械臂作为现代航天技术的重要组成部分，其性能直接关系到空间作业的效率和安全性。
在空间机械臂的设计与制造过程中，间隙与摩擦动力学是两个关键因素。
间隙的存在可能导致机械臂运动过程中的不稳定性，而摩擦动力学则影响着机械臂的精确度和寿命。
因此，对空间机械臂的间隙与摩擦动力学进行仿真分析，对于提高其性能和可靠性具有重要意义。
本文将针对空间机械臂的间隙与摩擦动力学进行仿真分析，以期为相关研究和应用提供参考。
二、空间机械臂间隙动力学仿真分析1. 间隙模型建立空间机械臂的间隙主要来源于制造误差、装配误差以及材料变形等因素。
为了准确分析间隙对机械臂运动的影响，需要建立合理的间隙模型。
本文采用基于弹簧-阻尼器模型的间隙模型，将间隙处的相对运动简化为弹簧和阻尼器的力学行为。
2. 仿真实验设计在仿真软件中，将建立的空间机械臂模型与间隙模型进行整合，设定不同大小的间隙值，并设计相应的运动轨迹进行仿真实验。
通过对比不同间隙值下的机械臂运动状态，分析间隙对机械臂运动稳定性的影响。
3. 结果分析仿真结果表明，随着间隙值的增大，空间机械臂的运动稳定性逐渐降低。
当间隙值达到一定程度时，机械臂在运动过程中会出现明显的抖动和失稳现象。
因此，在设计和制造过程中，应尽量减小机械臂的间隙值，以提高其运动稳定性。
三、空间机械臂摩擦动力学仿真分析1. 摩擦模型建立空间机械臂的摩擦主要来源于材料表面间的相互作用。
为了准确分析摩擦对机械臂运动的影响，需要建立合理的摩擦模型。
本文采用库仑摩擦模型，该模型能够较好地描述材料表面间的静摩擦和动摩擦特性。
2. 仿真实验设计在仿真软件中，将建立的空间机械臂模型与库仑摩擦模型进行整合，设定不同的摩擦系数和滑动速度，并设计相应的运动轨迹进行仿真实验。
通过分析不同条件下的摩擦力变化情况，探究其对机械臂运动精度和寿命的影响。
3. 结果分析仿真结果表明，随着摩擦系数的增大和滑动速度的降低，空间机械臂的摩擦力逐渐增大。
带双轴太阳帆板驱动器的卫星建模与姿态控制
带双轴太阳帆板驱动器的卫星建模与姿态控制甘克力;周明玮;葛升民;王磊;沈毅【摘要】The attitude dynamic model of the satellite with dual axis solar array drive actuator was established with dual axis solar array drive mechanism. Feedback control law of satellite attitude maneuver and solar array rotation was designed by combining the feedback linearization approach with PD control. The simulation was achieved for the synchronized and continuous maneuver strategy of the rigid body and solar arrays. The Matlab simulation result of the roll maneuver control, pitch and yaw stabilization control is presented to validate the proposed control law. The result demonstrates that dual axis solar array mechanism works well in the flexible vibration suppression and attitude stability precision.%针对具有双轴太阳帆板驱动器的卫星,建立了卫星动力学模型.应用反馈线性化原理结合经典PD控制方法设计了卫星姿态机动和太阳帆板旋转的非线性反馈控制律,并采用卫星本体与太阳帆板分步连续机动的策略进行仿真.Matlab软件对卫星滚转通道的姿态机动控制和俯仰通道与偏航通道的姿态稳定控制的数学仿真说明了所提出控制律的有效性.结果表明太阳帆板双轴驱动器有效抑制了帆板挠性振动,有利于提高卫星姿态角和角速度的稳定性.【期刊名称】《电机与控制学报》【年(卷),期】2013(017)001【总页数】6页(P82-87)【关键词】卫星姿态控制;动力学建模;挠性振动;反馈线性化;双轴太阳帆板驱动【作者】甘克力;周明玮;葛升民;王磊;沈毅【作者单位】哈尔滨工业大学控制科学与工程系,黑龙江哈尔滨150001;中国空间技术研究院,北京100094;哈尔滨工业大学控制科学与工程系,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学控制科学与工程系,黑龙江哈尔滨150001;哈尔滨工业大学控制科学与工程系,黑龙江哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V448.220 引言为了充分利用太阳能电池产生的电能，卫星上均附带有太阳帆板。
卫星天线双轴驱动机构综合性能的模糊评判
（ ｃｏ ｌ ｆ ｈｐ ｕｌｉｇ ｎ ｉｅｒ ｇＨ ｒｉ Ｉｓｔｔ ｅ ｈ ｏｏｙａ Ｗｅｈ ｉ ｉａ ２ ４ ０ ， ｈｎ ） Ｓ ｈ ｏ ｏ ｉｂ ｉ ｎ ｇｎｅｉ ， ａｂｎ ｎｔｕｅｏ Ｔ ｃ ｎ ｌ ｔ ｉａ， ｈ ｉ ６ ２ ９ Ｃ ｉａ Ｓ ｄ Ｅ ｎ ｉ ｆ ｇ Ｗｅ
Ｗ Ｓｅｔ ｌｈｄａｄｔｅｐ ｒ ｒ ｎｅｉｄｘｗ ｉ ｔｃｅ ｃｅｔｏ ｅｔｏ ａｅ －ｏｉｏ ｃａｉ ｏ பைடு நூலகம்ａ ｓ ｂｉ ｅ ，ｎ ｈ ｅ ｏｍａｃ ｎｅ ｅ ｈ ｏｆ ｉ ｆｔ ｗ －￣ｓｐ ｓｉｎｍ ｈ ｓ ｆｒ ａ ｓ ｆ ｇ ｆ ｎ ｉ ｈ ｔ ｅ ｎ ｍ
ｓ ｅ ｌ ｅ ａ ｔ ｎ ａ Ｗａ ｅｅ ｍｉ ｅ ｙ ｕ ｉｇ ｔ ｅ ｉ ｄ ｘ ｎ ｍｂ ｒｓ ａｅ ｌｗ ｎ ｔ ｅ ａ ａｙ ｉ ｉ ｒ ｒ ｈ ｏ ｅ ｓ ｔ ｉ ｎ ａ ｌ ｔ ｅ ｎ ｓ ｄ ｔ ｒ ｎ ｄ ｂ ｎ ｈ ｎ ｅ ｕ ｅ ｃ ａ ｉ ｈ ｎ ｌ ｔ ｈ ｅ ａ ｃ ｙ ｐｒ ｃ ｓ ． ｓ ｌ ｃ
【 摘 要】 双轴驱动机构是卫星天线完成跟踪 、 定位等功能的重要执行机构， 其性能好坏对卫星天 线 工作性 能有极 大影响 。为 了全 面评价 天线双轴 驱动机 构各项性 能指标 ， 分析 了天线驱动机 构的组成 、
原理 ， 立 了研 究双 轴驱动 机 构综合性 能 的 多层 次评 价指标 体 系， 用层 次 分析 法 中的指数 标度 法确 建 采 定 了驱动机 构各 项性 能指标 的权 重 系数 ， 以某 型点波 束天 线驱动机 构 为研 究对 象 ， 用模 糊 综合评 判 运
机 械 设 计 与 制 造
系统动力学第3讲_
3.
4.
经典碰撞理论是在球状刚体碰撞实验中建立的，其理论还有待进一步 完善 从碰撞前后的速度、冲量、能量损失等出发，对恢复系数有不同的理 解和定义形式； 对碰撞过程中含摩擦的多体动力学建模将更为复杂，Kane在将这一理 论推广到处理一般性物体的碰撞问题时发现某些系统碰撞后的动能大 于碰撞前的动能，导致系统能量的增加，即所谓Kane动力学之谜； 经典碰撞理论是在一系列简化假定基础上建立的，将其原封不动地引 入含间隙多体系统动力学模型是有缺陷的，特别是对于非线性较强的 柔性系统，经典假设“碰撞过程瞬间完成，碰撞物体均作为刚体”不 能满足。
分离状态
接触状态
接触变形阶段：
Mq + Kq + Φ q T λ = Q + F g Φ (q, t ) = 0
Fg－－接触力
轴孔 分离状态 接触状态
销轴
F
相对于广义坐标 q 的广义力列阵
接触变形模式的动力学模型
－－碰撞接触力的处理 －－
1.
2.
3.
4.
两构件接触变形，产生一个接触区，存在法向接触力、切 向接触力和阻力矩。 法向接触力可以采用接触力学理论确定，由于其模型复杂， 常简化为弹簧阻尼力表征； 切向接触力包括摩擦力（切向变形产生的接触力）和切向 阻尼力。 对于两接触体之间有滚动、旋转运动，还存在阻力矩，常 常表现为摩擦力矩。
M v(i ) = v Fn(i )
M v(i ) －接触点i处的等效滚动摩擦力矩
旋转摩擦力矩： 旋转摩擦力矩
( M ωi ) = ω ( Fn( i ) ) nω
v －滚动摩擦系数
(i M ω ) －接触点i处的等效转动摩擦力矩
n ω －幂指数 ω －转动摩擦系数
航天器动力学模拟及控制研究
航天器动力学模拟及控制研究是航天领域中一个非常重要的课题，它涵盖了许多方面的内容，如航天器的移动轨迹、姿态控制、推进系统控制等等。
本文将介绍的相关知识，包括其背景、研究内容、应用领域以及未来展望。
一、背景介绍是航天领域中比较新兴的领域，其背景可以追溯到人类首次进入太空的时代。
由于航天器的运动受到多种力学因素的影响，如引力、重力、气动力等等，因此需要通过动力学模拟来预测航天器的轨迹和姿态。
同时，为了保证航天器能够按照既定轨迹和姿态运动，需要进行精确的控制，以避免出现误差和故障。
二、研究内容的内容非常广泛，主要包括以下几个方面：1. 轨迹设计与分析航天器的轨迹设计和分析是航天器动力学模拟和控制的基础内容，其目的是确定航天器运动轨迹的起点、结束点以及中间的路径。
通过轨迹设计和分析，可以有效地规划航天器的运动路线，并且考虑到诸如引力、碰撞、能量损失等重要因素。
2. 姿态控制姿态控制是保证航天器按照既定轨迹运动的重要手段，它通过控制航天器的姿态来达到旋转、平移等运动的目的。
姿态控制主要包括卫星的姿态估计和控制，以及飞船的制导和控制。
3. 推进系统控制推进系统控制是中的重要内容，其目的是控制航天器的速度和位置，以达到特定的轨道和姿态。
推进系统控制的方法包括推力控制、燃料控制等。
三、应用领域广泛应用于多个领域，其中包括以下几个方面：1. 航天任务航天器的轨迹和姿态控制非常重要，因为航天器需要按照既定轨迹和姿态运行才能完成特定任务，如飞往火星、卫星发射等等。
2. 军事应用在军事领域中，也扮演着重要角色，如设计和制造导弹、监测敌人的卫星情况等。
3. 工业应用还可以应用于工业领域，如机器人工厂、汽车制造等。
四、未来展望随着科技的不断发展和创新，将进一步发展和完善。
未来，这个领域的应用将会更加广泛，同时也将面临更多的挑战。
例如，随着越来越多的商业航天技术问世，需要开发更加精确和高效的动力学控制技术来保证受控航天器正常工作。
含间隙卫星天线双轴驱动机构动力学特性分析
含间隙卫星天线双轴驱动机构动力学特性分析张慧博;陈军;潘冬;王兴贵;李甘霖【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2012(033)001【摘要】以某型点波束卫星天线双轴驱动机构为研究对象,研究关节间隙对驱动机构动力学特性的影响规律.通过建立关节间隙动力学模型,并将间隙模型嵌入到虚拟样机中,进一步建立含间隙的双轴驱动机构虚拟样机.利用虚拟样机进行动力学仿真,分析关节间隙对双轴驱动机构动力学特性的影响.同时,利用多项式拟合的方法给出间隙大小对系统动力学特性的影响规律.结果表明,关节间隙会使运动副构件间发生接触碰撞,导致驱动机构执行末端动力学特性变化,影响运行稳定性,降低定位精度.且随着关节间隙的增大,执行末端的速度误差和加速度误差峰值都随之增大,使系统的运行稳定性变差.所得结论对双轴驱动机构定位精度的分析与控制具有重要的理论价值及工程实际意义.【总页数】7页(P33-39)【作者】张慧博;陈军;潘冬;王兴贵;李甘霖【作者单位】哈尔滨工业大学(威海)船舶学院,威海264209;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学(威海)船舶学院,威海264209;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学(威海)船舶学院,威海264209;哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学(威海)船舶学院,威海264209【正文语种】中文【中图分类】V514.4【相关文献】1.卫星天线双轴驱动机构旋转铰磨损规律研究 [J], 张慧博;陈军;李甘霖;王兴贵;程东起;田艳2.含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析 [J], 赵阳;白争锋;王兴贵3.卫星天线双轴驱动机构综合性能的模糊评判 [J], 陈军;隋秀蔚;王兴贵4.含间隙卫星天线双轴机构动态磨损特性研究 [J], 赵阳;潘冬;白争锋;游斌弟5.基于模糊理论的卫星天线双轴驱动机构效能评估 [J], 陈军;隋秀蔚;王兴贵因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
卫星机构动力学特性研究
卫星机构动力学特性研究卫星机构是指卫星上的结构和组件，包括太阳能翼板，姿态控制系统，冷却系统等。
卫星机构的动力学特性研究是为了了解卫星的运动特性、振动特性和结构响应等，以确保卫星在空间环境中的正常运行和任务执行。
卫星机构的动力学特性研究主要包括以下几个方面：1.运动特性：运动特性研究是对卫星在轨道上的运动进行分析和预测。
它包括卫星的轨道、速度、加速度等运动参数。
运动特性的研究可以为卫星的姿态控制、对地观测等任务提供基础数据。
2.振动特性：振动特性研究是对卫星机构的固有振动进行分析和控制。
卫星机构存在的振动可能会对卫星的性能和可靠性产生负面影响。
因此，需要对卫星机构的振动特性进行研究，以保证卫星的结构和组件在振动激励下的稳定性。
3.结构响应：结构响应研究是对卫星机构在外力作用下的响应进行分析和评估。
外部力可能来自于空间环境，如太阳辐射压力、磁场力、引力等，也可能来自于卫星内部的工作负荷。
结构响应的研究可以评估卫星机构的强度和稳定性，以确保卫星能够承受外界力的作用。
1.数值模拟：数值模拟方法利用计算机对卫星机构的动力学特性进行模拟和分析。
通过建立合适的数学模型，可以预测卫星机构在不同载荷和响应激励下的运动和振动特性。
数值模拟方法具有较高的精度和灵活性，能够快速得出结果，因此被广泛应用于卫星机构动力学特性研究中。
2.实验测试：实验测试方法通过在地面或低轨道环境中对卫星机构进行测试，获取实际的运动和振动数据。
这种方法可以验证数值模拟结果的准确性，并对卫星机构的实际工作状况进行评估。
实验测试方法是卫星机构动力学特性研究中的重要手段。
3.分析与优化：通过对卫星机构的运动、振动和响应等特性进行分析和优化，可以改进卫星的设计和工作性能。
通过优化卫星机构的结构参数和控制策略，可以提高卫星的稳定性、可靠性和工作效率，从而更好地实现卫星的任务目标。
在卫星机构动力学特性研究方面，还需要考虑卫星机构的工作环境、载荷和控制系统等因素的综合影响。
含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析
第31卷第6期2010年6月宇 航 学 报Journal of AstronauticsVol.31June No.62010含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析赵 阳,白争锋,王兴贵(哈尔滨工业大学航天学院,哈尔滨150001)摘 要:以某卫星天线双轴定位机构为对象,研究运动副间隙对天线定位系统运动特性的影响,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立间隙处的接触碰撞模型。
同时采用Coulomb 摩擦模型考虑运动副间隙处的摩擦作用,并将其嵌入到ADAMS 多体系统动力学分析软件中,基于虚拟样机技术建立了含运动副间隙的卫星天线双轴定位机构动力学模型,并采用ADAMS 进行了动力学仿真,分析运动副间隙对天线双轴定位机构动力学特性的影响,以及间隙大小对双轴定位机构动力学特性的影响。
仿真结果表明,运动副间隙对卫星天线双轴定位机构运动特性有显著的影响,可以较好的预测运动副间隙对双轴定位机构的影响。
关键词:运动副间隙;卫星天线;双轴定位机构;虚拟样机;动力学仿真中图分类号:TP391.9;V411.8 文献标识码:A 文章编号:1000 1328(2010)06 1533 07DOI :10.3873 j.issn.1000 1328.2010.06.004收稿日期:2009 10 17; 修回日期:2009 10 29基金项目:国家自然科学基金(50975056);教育部新世纪人才支持计划(IRT0520)0 引 言卫星天线是卫星系统实现精确制导、精确定位的重要组成部件,而天线定位系统是卫星天线实现精确定位的一个关键组件[1-5]。
双轴定位机构主要用来实现天线沿两个转动轴的转动,从而获得精确地空间位置,以便捕获地面指定区域的信号,同时双轴定位机构可以提供天线的位置信号,并对天线结构进行支撑。
双轴定位机构在国外的通信卫星和数据中继卫星上已经有了较多的研究和应用,例如,Loral 公司研制的用于INTELSAT(I-VII)卫星应用了该机构;日本E TS-VI 为星上KSA 卫星天线定位系统同样应用了该机构;Matra Marconi 研制的DRRS 卫星天线定位系统同样应用了该机构等等,我国在这方面尚处于起步阶段[2-3]。
(潘冬,中国空间科学技术,2012)运动副间隙对卫星天线双轴机构动态特性影响
ｅ ｃ δ＝ ｉ ｊ－
２ ０ １ ２ 年１ ０ 月 中 国 空 间 科 学 技 术 ２ ３
轴和轴承是否发生碰撞可以根据接触变形量δ 来判定 ， 轴和轴承接触碰撞的ｘ ＋ ｙ － 式中 δ ＜ ０ 表明未接触 、 自由运动 ； δ ＝０ 表明开始接触或开始脱离 ； δ ＞ ０ 表明接触 、 发生弹性 。 变形
ｖ ｔ （ ） ６ ｖ ｔ 式中 ｃ ｖ ｄ 为动态修正系数 ； ｔ 为相对切向速度 。 μｄ 为滑动摩擦系数 ； 通过上面建立的法向接触力和切向摩擦力模型 ， 可以较准确描述天线双轴驱动机构间隙铰处的 Ｆｔ ＝－μｄ ｃ Ｆｎ ｄ
约束问题 ， 含间隙双轴驱动机构动力学方程为
Ｔ ¨ Ｍ λ ＝Ｆ烌 ｑ ＋Ｃ ｑ ＋Ｋ ｑ ＋ｑ 烍 ｔ） ＝０ ｑ， 烎 （
２ ０ １ ２年１ ０ 月
中 国 空 间 科 学 技 术 ２ １
第 ５ 期 Ｃ ｈ ｉ ｎ ｅ ｓ ｅ Ｓ ａ ｃ ｅ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅ ａ ｎ ｄ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｐ ｇ ｙ
２ 卫星天线双轴驱动机构结构
卫星天线双轴 驱 动 机 构 分 为 横 向 、 纵 向 两 个 完 全 相 同 的 驱 动轴 ， 即 俯 仰 轴 和 方 位 轴 ， 每 个 驱 动 轴 由 驱 动 电 机 、 减 速 器 、 轴承等结构组成 。 两 个 驱 动 轴 再 加 上 天 线 本 体 相 应 支 架 就 构 成 了双轴驱动的天线系 统 。 俯 仰 轴 和 偏 航 轴 采 用 偏 航 －俯 仰 的 布 局 形式 ， 即偏航轴的 输 出 端 通 过 连 接 法 兰 与 整 个 俯 仰 轴 相 连 ， 当 偏航轴电机接到驱 动 信 号 转 动 时 带 动 整 个 俯 仰 轴 及 天 线 本 体 绕 偏航轴转动 ； 俯仰轴的输出端通过法兰 直 接 与 天 线 反 射 面 相 连 ， 俯仰轴转动时带 动 天 线 本 体 作 俯 仰 运 动 ， 从 而 实 现 卫 星 天 线 在 三维空间中的运动 ， 并精确定位 ， 其具体机构简图如图 １ 所示 。
运动机构运动学和动力学仿真分析模型
飞机内襟翼运动机构多体动力学仿真分析模型王慧喻天翔崔卫民宋笔锋（西北工业大学航空学院西安，710072）摘要：本文在LMS b Motion平台上建立了几种飞机内襟翼运动机构多体运动学和动力学仿真分析模式，通过对比全刚性体仿真模型、基于滑轨柔性体仿真模型、基于襟翼柔性体仿真模型以及滑轨和襟翼均为柔性体仿真模型的分析结果，意在说明对飞机内襟翼等大型复杂运动结构建立多体动力学仿真模型的流程及方法，为下一步进行大型复杂运动机构运动学及动力学可靠性的分析和探讨提供计算仿真模型的依据。
关键词：内襟翼；多体动力学；仿真；Virtual Motion1、概述由于运动机构不仅要承受和传递载荷，而且还必须完成相应的运动功能，使得机构可靠性问题更具有特殊性，研究难度更大，是目前机械可靠性领域的一个薄弱环节。
一些大型复杂运动机构如襟缝翼运动机构、起落架收放机构等与飞机的安全性有着密切的关系，在其寿命周期内安全可靠地工作是飞机安全性分析与设计中必须要考虑的关键问题。
对于大型飞机上的复杂运动机构，有着复杂载荷环境和结构特性，例如民机的襟翼与滑轨等的支撑机构都固定在机翼上，在飞行过程中，机翼、襟翼和滑轨的变形量都很大（特别对于大型飞机，例如伊尔76的翼尖的最大变形达到1m，某襟翼滑轨的最大变形达到20cm），因此，必须要考虑各种复杂的非线性因素、柔性因素和边界与结合部效应等因素，才能建立更符合工程实际的机构运动学和动力学计算机仿真模型。
同时这也是大型复杂运动机构概率分析的基础。
基于此本文拟针对某内襟翼运动机构，考虑其刚柔耦合特性，在LMS b平台上建立多体动力学运动学和动力学的仿真模型，通过探讨对复杂运动机构的建模处理模式，为进一步进行复杂运动机构概率分析方法研究提供依据。
2、内襟翼连接关系和边界条件分析在LMS Virtual. Lab Motion平台上将内襟翼CATIA CAD模型进行转换，使得该模型包含多个part部分，重新装配这些部件以便进行运动学及动力学仿真。
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( 3)
第 6期
赵 阳等: 含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析
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为了克服线性阻尼模型的局限性, 满足接触边界条
件, 采用非线性阻尼模型确定接触碰撞过程中的阻 尼力 Fd :
Fd = C( )
( 4)
其中 C( ) 为阻尼系数, 它与恢复系数和接触刚度 有关。取 C ( ) = 0. 75( 1- e2 ) K 3/ 2 / v0 , e 为恢复
Fn = Fk + Fd = K n m + C ( )
( 2)
式中 F n 为接触点处法向接触力; K n 为等效接触刚
度; 为接触点法向穿透深度; 接触点法向相对
速度; C( ) 为与 有关的阻尼因子; m 为指数, 且
m 1。
其中弹簧恢复力 Fk 由 Hertz 接触理论确定:
Fk = K n 1. 5
图 4 为理想工况与含间隙时, 纵轴输出轴转动 副碰撞力特性; 图 5 为理想工况与含间隙时, 横轴输 出轴转动副碰撞力特性。
第 31 卷
图 4 纵轴输出 轴转动副碰撞力 Fig. 4 Contact force of longitudinal axis joint
图 5 横轴输出轴转动副碰撞力 Fig. 5 Contact force of lateral ax is joint
间隙的另一个特点是它包含有碰撞和接触的过 程: 含间隙的变结构系统总是在自动运动和单边约 束两种状态间相互切换, 而这种状态间的切换几乎
不可能是光滑、平稳的, 一般来说, 总是要包含着一
定的碰撞过程。因此含间隙天线双轴定位机构动力
学建模的关键是如何把间隙模型嵌入到动力学模型
中, 这需要考虑间隙铰接触碰撞过程的正确描述。
2. 2 运动副间隙接触碰撞模型
对间隙碰撞问题, 归纳起来可以分为三种处理方
法: 动量平衡法、等效弹簧阻尼模型和连续接触模型。
等效弹簧阻尼模型假定两体的碰撞为点接触,
两体之间的碰撞力通过接触点作在体上, 将接触模
型简化为一个弹簧阻尼系统, 弹簧接触力根据一般
Hertz 定律确定, 利用阻尼器模拟接触过程的能量损
隙大 小对双轴定位机构动力学特性的影响。仿真结果表明, 运动副 间隙对卫星天线双轴定 位机构运 动特性有显 著
的影响, 可以较好的预测运动副间隙对双轴定位 机构的影响。
关键词: 运动副间隙; 卫星天线; 双轴定位机构; 虚拟样机; 动力学仿真
中图分类号: TP391. 9; V411. 8
文献标识码: A
2 含运动副间隙天线双轴定位机构动力学建模
2. 1 运动副铰间间隙的描述 运动副铰间间隙将引起相连两体的内碰撞, 其
内碰撞具有两个特征: 首先, 由于间隙的存在, 系统 成为拓扑结构可变的系统。运动副包含有间隙, 体 与体之间的连接产生了松动, 这时, 两体之间在间隙 的方向上已经失去了铰间约束, 进入到自由运动状 态。但这个状态不是永远存在的, 一旦两体的相对 位移超过了间隙, 就会进入到接触状态。这就是说, 包含有间隙的系统具有两种拓扑状态: 一种是不含 任何约束, 体作自由运动; 另一种则具有单边约束的 运动[ 8- 9] 。
第 31 卷第 6 期 2010 年 6 月
宇航学报
Journal of Astronautics
Vol. 31 No. 6 June 2010
含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析
赵 阳, 白争锋, 王兴贵
( 哈尔滨工业大学航天学院, 哈尔滨 150001)
摘 要: 以某卫星天线双轴定位机构为对象, 研 究运动 副间隙 对天线定 位系统 运动特 性的影 响, 采 用非线 性
系数; v 0 为撞击点的初始相对速度。
间隙处的切向摩擦力采用 Coulomb 摩擦模型:
Ft = - dF n sgn( v) ( 5)
v( q, q, t) 0 其中 sgn( v) 为符号函数, v 为接触点的相对滑移速 度。 d 为滑动摩擦系数。
2. 3 卫星天线双轴定位机构虚拟样机模型
本文基于虚拟样机技术建立了含间隙卫星天线
mechanism for satellite antennas
图 3 动力学仿真结果 Fig. 3 Dynamics simulation results
由图 3- a 可知, 由于间隙的存在使得天线双轴 定位机构的运动轨迹与理想不含间隙时的运动轨迹
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宇航学报
出现偏差, 因此间隙的存在将影响到天线双轴定位 机构的运动轨迹和定位精度。由图 3- b 可知, 理想 不含间隙时, 双轴定位机构的运动角速度曲线很平 滑, 而存在间隙时, 双轴定位机构的运动角速度围绕 不含间隙双轴定位机构的运动角速度曲线出现较大 幅度的波动; 由图 3- c 可知, 存在间隙时, 使得双轴 定位机构的运动角加速度出现 一系列大的抖 动峰 值, 对双轴定位机构的运动稳定性有很大影响。分 析其原因在于间隙的存在使得轴承与轴之间存在间 隙碰撞力, 从而使得定位机构运动角加速度出现突 变。由上分析可知, 间隙的存在对双轴定位机构的 定位精度和运动稳定性有较大的影响。 3. 2 间隙碰撞力变化规律
所示。
3 仿真结果与分析
3. 1 间隙对卫星天线双轴定位机构影响分析 基于 ADAMS 对理想工况与考虑间隙工况进行
动力学仿真, 图 3 分别为理想工况与考虑运动副间 隙时双轴定位机构输出点的定位结果。
图 2 卫星天线双轴定位机构虚拟样机模型 Fig. 2 V irtual prototype model of the two axis position
1 卫星天线双轴定位机构工作原理
星载天线双轴定位机构是在空间环境条件下用 来实现天线的两自由度运动与 定位的专用空 间机 构, 它可以实现天线对 目标的实时跟 踪、定位 等功 能, 从而满足星地与星间通信与数据传输, 各类雷达 与观测器等对于两自由度运动的需求。
卫星天线的运动可以分解为沿横轴和纵轴的两 个旋转运动。点波束天线双轴定位机构的工作原理 是[ 3- 4] : 通过两个轴向相互垂直的控制电机, 实现卫 星天线沿两电机轴向转动, 控制卫星天线的精确指 向, 实现精确定位。从定位精度和控制复杂程度两 方面综合考虑, 选用双转动副方式作为该点波束天 线双轴定位机构的运动形式。该机构由纵向和横向 两台驱动电机、纵向和横向减速机构、天线本体以及 相应支架构成。
为了清晰地反映间隙的影响, 设在双轴定位机
构的纵轴输入轴和输出轴连接转动副, 横轴输入轴
和输出轴连接转动副存在间隙, 取间隙的大小为 0. 2 mm、间隙接触等效刚度值 为 1. 7 ! 107 N/ m、等效
阻尼值为 175 Ns/ m, 摩擦系数为 0. 1。
基于虚拟样机技术的天线双轴定位机构如图 2
等效 弹簧阻尼模型建立间隙处的接触碰撞模型。同时采用 Coulomb 摩擦 模型考虑运 动副间 隙处的 摩擦作 用, 并 将
其嵌 入到 ADAMS 多体系统动力学分析软构
动力 学模型, 并采用 ADAMS 进行了动力学仿真, 分析 运动副间 隙对天 线双轴 定位机 构动力 学特性 的影响, 以及 间
文章编 号: 1000 1328( 2010) 06 1533 07
DOI: 10. 3873 j. issn. 1000 1328. 2010. 06. 004
0引言
卫星天线是卫星系统实现精确制导、精确定位 的重要组成部件, 而天线定位系统是卫星天线实现 精确定位的一个关键组件[ 1- 5] 。双轴定位机构主要 用来实现天线沿两个转动轴的转动, 从而获得精确 地空间位置, 以便捕获地面指定区域的信号, 同时双 轴定位机构可以提供天线的位置信号, 并对天线结 构进行支撑。双轴定位机构在国外的通信卫星和数 据中继卫星上已经有了 较多的研究和 应用, 例如, Loral 公司研制的用 于 INTELSAT ( I- VII) 卫星 应用 了该机构; 日本 ETS- VI 为星上 KSA 卫星天线定位 系统同样应用了该机构; Matra Marconi 研制的 DRRS 卫星天线定位系统同样应用了该机构等等, 我国在 这方面尚处于起步阶段[ 2- 3] 。
双轴定位机构动力学仿真模型, 首先在 Pro/ E 软件 平台中建立机构的三维实体模型, 然后导入机械系
统动力学分析软件 ADAMS 中, 在 ADAMS 软件平台 中对机构进行施加驱动、约束、和测量等, 并把间隙 模型嵌入到 ADAMS 中, 基于 ADAMS 软件平台对含
间隙卫星天线双轴定位机构进行动力学仿真研究。
本文以某卫星天线双轴定位机构为对象, 采用 非线性等效弹簧阻尼模型建立了间隙处的接触碰撞 模型, 同时采用 Coulomb 摩擦模型考虑运动副间隙
收稿日期: 2009 10 17; 修回日期: 2009 10 29 基金项目: 国家自然科学基金( 50975056) ; 教育部新世纪人才支持计划( IRT0520)
对含间隙天线定位机构转动副, 考虑转动副铰
接处轴承与轴同心, 间隙大小用轴承与轴半径之差
来描述, 则间隙为:
c = RB - RJ
( 1)
其中 RB 为轴承( 大圆) 的半径; RJ 为轴( 小圆) 的半
径。如图 1 所示。
图 1 含间隙转 动副模型 Fig. 1 Sketch of revolute joints with clearance
载荷, 影响系统载荷传递, 以及造成运动副的破坏和 失效。随着精密机械工程和航天工程的发展, 对精 确预测系统动力学行为的要求越来越迫切。所以含 间隙机构动力学已经成为国内外机械工程、宇航工 程界需要迫切解决的关键问题之一[6- 9] 。解决这个 问题的方法有两种[10] : 一是通过提高制造精度消除 间隙, 但从成本角度出发这种方法是不现实的; 二是 正确分析间隙运动副副元素的相对运动过程, 明确 其影响机构动态特性的主要原因, 进行合理的机构 设计, 尽可能地降低间隙的影响。第二种方法对机 构设计具有很大的实用价值。