溢流式高速缓冲气缸动力学建模与性能分析

针对具有内置溢流阀的溢流式高速缓冲气缸建立了非线性动力学模型,并运用Simulink软件建立仿真模型进行数值计算,得到气缸在缩回运动过程中的位移、速度以及各腔室压力的仿真数值解。为了验证仿真模型的正确性,搭建了高速气缸缓冲性能测试平台,对气缸在运动过程中的相关动态参数进行试验测试,通过试验数据与仿真结果的对比分析来对仿真模型进行验证。最后通过仿真分析了内置溢流阀的阀芯质量和预紧弹簧刚度对气缸缓冲性能的影响,结果表明,不同的溢流阀阀芯质量和预紧弹簧刚度都对气缸缓冲性能有较大的影响,为进一步研制更高性能的高速气缸缓冲结构提供了重要依据。     

月壤及缓冲支柱弹塑性变形对探测器着陆性能影响分析

月球探测器着陆过程动力学分析是探测器软着陆机构设计中的重要环节,基于国际流行的四腿悬架式着陆器模型为研究对象,研究了月壤变形,着陆器着陆腿弯曲及压缩变形对探测器着陆性能的影响。论文首先在忽略着陆机构弹塑性变形的基础上建立探测器倾斜月面着陆数学模型;其次,综合考虑月壤变形及着陆腿压缩、弯曲变形,通过简化模型,研究了上述变形对着陆性能的影响;最后,通过探测器着陆过程刚柔耦合分析对上述分析予以验证。研究结果表明月壤及支柱压缩变形对探测器着陆性能影响较小,在探测器软着陆设计初期阶段可以忽略不计,但是探测器缓冲支柱弯曲变形对探测器着陆性能将产生较为严重影响,在探测器软着陆机构设计阶段必须予以重视。     

全向式多室连通火星着陆缓冲气囊的多目标优化设计

针对基于地面模拟试验传统设计方法难以对全向式多室连通气囊进行优化设计的问题,采用基于有限元仿真、试验及多目标优化相结合的方法对该气囊系统进行了优化设计。在优化设计过程中,建立了可以分析全向式多室连通气囊(包裹了着陆探测器)的火星着陆缓冲过程的有限元模型,并进行了部分冲击试验,验证了该模型的准确性;然后基于有限元仿真结果,构建了目标函数的多项式代理模型;根据该模型,运用多目遗传算法对气囊系统进行了优化设计,系统的轻量化与单位质量吸能性能得到显著提高。该研究方法对全向式多室连通火星着陆缓冲气囊及其类似装备的设计具有很好的指导意义。     

高压断路器配液压操动机构液压缸缓冲特性的仿真研究

分析了高压断路器配液压操动机构常用的阶梯型缓冲结构的缓冲机理,在AMESim仿真环境下建立了相应的仿真模型.在仿真结果与试验结果对比的基础上,分别对不同缓冲行程、缓冲作用面积和缓冲间隙的缓冲特性进行仿真分析,得到各关键参数对缓冲性能的影响,为按工况进行阶梯型缓冲结构的设计提供依据.     

基于CFD技术的油缸缓冲结构优化

为满足挖掘机作业时对油缸缓冲性能的要求,通过CFD动网格仿真对挖掘机油缸前腔缓冲结构进行了设计优化。基于油缸结构与工作负载建立数学模型,并计算获得缓冲时间-速度函数,同时建立缓冲结构CFD仿真模型。以缓冲时间-速度函数为输入条件,采用FLUENT动网格仿真获得缓冲压力。通过某型号油缸试验结果与仿真结果对比,确认了仿真模型的准确性。以此为基础,对相同结构形式的某新型号油缸进行仿真分析,研究了节流孔与缓冲间隙对该型号油缸缓冲性能的影响。仿真结果表明:节流孔对缓冲性能影响较大,当节流孔规格在一定范围内变化时,缓冲压力峰值将随节流孔尺寸的增加呈现出先减小后增大的变化趋势,仿真结果为新型号油缸缓冲结构优化提供了参考依据。     

行星齿轮传动机构虚拟样机仿真研究

首先利用三维建模软件SolidWorks和仿真分析软件ADAMS进行行星齿轮机构三维模型的建立,然后对行星齿轮机构进行两种不同工作状态下的运动学分析和改变转速、扭矩、阻尼系数等条件下的动力学分析,最后将理论数据与仿真结果相比较,验证仿真结果的正确性,此次研究所得结果可分析出不同状态下行星齿轮机构中零部件的速度波动情况和受力情况,为行星齿轮机构优化设计提供了理论基础。     

磁流变半主动落锤冲击缓冲系统的"软着陆"控制试验与分析

研究了基于磁流变能量吸收器(Magnetorheological energy absorber,MREA)的单自由度冲击缓冲控制系统在落锤激励条件下的控制方法,实现最大化利用MREA的活塞行程并在活塞行程终点落锤速度减小至0的落锤"软着陆"控制目标.建立了基于MREA的单自由度冲击缓冲系统的动力学模型和试验测试系统.为了准确模拟MREA的磁滞非线性力,基于基本RC算子磁滞模型研究了MREA磁滞非线性力前馈跟踪方案.根据落锤的实时状态得出落锤下落的期望反馈,从而得出期望阻尼力进而实现落锤的缓冲控制.仿真分析和试验测试验证了基于准确的MREA磁滞非线性力模型的MREA冲击缓冲系统"软着陆"控制方案的可行性.     

基于ADAMS的行星轮磨损故障仿真研究

以实体为例,提出了一种行星轮磨损故障诊断的方法,该方法利用SolidWorks三维建模软件建模出高精度的行星齿轮机构虚拟样机模型,并利用ADAMS软件进行动力学仿真,对其啮合频率及行星轮磨损故障频率进行分析,将仿真的结果与理论值对比,为行星齿轮机构磨损故障诊断提供精确的数据,利用此数据可以有效地避免因齿轮磨损故障造成的机械事故。     

装载机轮边减速器行星轮架有限元分析及结构优化

在三维设计软件INVENTOR中建立了行星轮架和简化轴承的三维模型,将其导入有限元分析软件ABAQUS进行装配,并对整个模型进行静强度分析.根据仿真分析结果得出：转动位置的改变对该行星轮架的最大应力、应变值影响不大.在此基础上提出了改进行星轴轴肩附近过渡圆角半径及行星轴轴径的设计方案,再次仿真分析所得数据验证了改进后的行星轮架的结构强度和可靠性,对其疲劳强度分析及结构设计提供了理论依据.     

基于RecurDyn和AMESim的换挡离合器联合仿真及工作特性分析

基于某型换挡离合器的工作原理和缓冲特性,在Recur Dyn和AMESim中分别建立换挡离合器的机械模型及其缓冲回路液压模型,通过软件接口实现其机械-液压联合仿真,分析了带缓冲回路的换挡离合器的工作特性;通过试验验证了可信度并探究了影响换挡离合器性能的典型因素;为换挡离合器的故障机理、使用维护等提供了相应的依据。     

Hierarchical Optimization of Landing Performance for Lander with Adaptive Landing Gear

A parameterized dynamics analysis model of legged lander with adaptive landing gear was established. Based on the analysis model, the landing performances under various landing conditions were analyzed by the optimized Latin hypercube experimental design method. In order to improve the landing performances, a hierarchical optimization method was proposed considering the uncertainty of landing conditions. The optimization problem was divided into a higher level(hereafter the "leader") and several lower levels(hereafter the "follower"). The followers took condition?ing factors as design variables to find out the worst landing conditions, while the leader took bu er parameters as design variables to better the landing performance under worst conditions. First of all, sensitivity analysis of landing conditioning factors was carried out according to the results of experimental design. After the sensitive factors were screened out, the response surface models were established to reflect the complicated relationships between sensi?tive conditioning factors, bu er parameters and landing performance indexes. Finally, the response surface model was used for hierarchical optimization iteration to improve the computational e ciency. After selecting the optimum bu er parameters from the solution set, the dynamic model with the optimum parameters was simulated again under the same landing conditions as the simulation before. After optimization, nozzle performance against damage is improved by 5.24%, the acceleration overload is reduced by 5.74%, and the primary strut improves its performance by 21.10%.     

基于虚拟样机技术的小天体着陆器缓冲器的研究

介绍了一种小天体着陆器的组成和原理,缓冲器电磁阻尼采用电机能耗制动的方法实现,同时提出基于斩波调阻的方法来实现电磁阻尼系数的调整与优化。使用Pro／E进行三维实体建模,并通过接口将模型导入ADAMS,使用ADAMS与Matlab进行联合仿真,在Matlab／Simulink中进行阻尼力的规划,对比了半主动控制和被动控制着陆方式的着陆性能,通过虚拟样机技术为物理样机的设计提供基础。     

飞机起落架缓冲性能仿真分析

以某型飞机摇臂式主起落架为例,介绍了基于Motion和AMESim的起落架缓冲性能联合仿真研究方法.结合实际情况,首先利用LMS Virtual Lab Motion建立了多体动力学分析模型,然后根据缓冲器参数建立LMS Imagine Lab AMESim缓冲器液压模型,最后通过两个软件的联合,仿真计算了某型飞机主起落架的缓冲性能.通过对缓冲器参数的调整,优化了缓冲器设计,为起落架的落震试验奠定了理论基础.提供了一个研究起落架缓冲性能的新方法,试验结果表明,该方法是可行并有效的.     

隔膜泵用电磁执行器的软着陆设计与仿真

电磁螺线管驱动器行程短,响应速度较快,从而实现快速动作,常用于快速直线运动的工业应用中,如隔膜泵的直线驱动.在实际应用中,隔膜泵中柱塞的高速冲击大大降低了隔膜的寿命并带来较大的噪声.通过经验公式建立隔膜泵中电磁驱动机构模型,并通过比例积分微分控制对电磁驱动机构模型进行控制,实现柱塞的软着陆,从而提升隔膜泵的性能.通过C...     

月球探测器的软着陆技术

介绍了空间探测中航天器的各种软着陆方式和月球探测器的软着陆特点,对前苏联和美国成功着陆的月球探测器概况进行了综述,并提出了我国在月球探测软着陆器的设计、研制阶段所面临的一些主要课题。     

发射阶段着陆器及关键机构动力学分析

针对着陆器在发射阶段会经历复杂而恶劣的动态环境,研究了发射阶段着陆器及关键机构收拢状态下的动力学特性。首先基于物理样机模型建立了着陆器、月球车、太阳电池帆板等机构的有限元模型;其次采用MSC.Patran/Nastran对上述着陆器整机模型进行了模态分析,研究了着陆器收拢状态下振动的固有频率及振型;最后,基于发射阶段运载火箭特定激励对着陆器整机特性进行了频响分析。研究结果表明,着陆器发射过程中,振动以着陆腿及太阳电池帆板弯曲振动为主,通过频响分析预测了着陆器收拢状态结构设计薄弱环节,研究结果可为着陆器结构改型及提高可靠性提供设计参考。     

新型小行星附着机构的落震仿真研究

小行星探测将会成为我国发展深空探索技术的重点研究方向.针对小行星引力弱、温差大、形状不规则、土质不确定等诸多特殊性,提出一种针对小行星探测任务的新型附着机构,应用动力学仿真软件ADAMS建立其虚拟样机模型,在模拟小行星着陆的环境下,完成落震动力学仿真,得到着陆仿真过程中的各项参数,验证了该构型着陆的稳定性和缓冲吸能效果...     

Landing control method of a lightweight four-legged landing and walking robot

The prober with an immovable lander and a movable rover is commonly used to explore the Moon’s surface. The rover can complete the detection on relatively flat terrain of the lunar surface well, but its detection efficiency on deep craters and mountains is relatively low due to the difficulties of reaching such places. A lightweight four-legged landing and walking robot called “FLLWR” is designed in this study. It can take off and land repeatedly between any two sites wherever on deep craters, mountains or other challenging landforms that are difficult to reach by direct ground movement. The robot integrates the functions of a lander and a rover, including folding, deploying, repetitive landing, and walking. A landing control method via compliance control is proposed to solve the critical problem of impact energy dissipation to realize buffer landing. Repetitive landing experiments on a five-degree-of-freedom lunar gravity testing platform are performed. Under the landing conditions with a vertical velocity of 2.1 m/s and a loading weight of 140 kg, the torque safety margin is 10.3% and 16.7%, and the height safety margin is 36.4% and 50.1% for the cases with or without an additional horizontal disturbance velocity of 0.4 m/s, respectively. The study provides a novel insight into the next-generation lunar exploration equipment.     

水平椭球气囊动力学近似模型建模及仿真

以水平椭球形气囊为对象,研究了该类气囊的仿真分析方法。首先从振动方程出发,建立了水平椭球形气囊的动力学近似模型,给出了相应的分析方法;然后采用有限元仿真分析技术,与近似模型的仿真结果进行了对比,并基于近似模型研究了气囊织物弹性对缓冲特性的影响。研究结果表明,在考虑了织物弹性的近似模型能够较好地反映该类气囊的着陆缓冲特性,相比有限元模型,可以兼顾分析精度和效率。