导弹舱段自动对接平台设计与研究

舱段对接是导弹装配中的重要工序之一。目前,传统的装配模式是多人在对接架车上手动对接装配,对接效率较低,且依赖操作人员的经验和水平。为解决上述问题,提出了一种导弹舱段自动对接平台。它的舱段位姿调节机构具有误差补偿功能,因此对位姿测量机构和机械精度的要求显著降低。具体地,介绍舱段自动对接平台测量机构、调姿托架以及基准托架的结构设计情况,利用ADAMS软件对基准托架的误差自动补偿功能进行仿真,最后通过对接实验验证了设计结果。实验结果表明,完成对接后的模拟弹同轴度在0.08mm以内,总对接时间较人工对接的56min提高到17min,对接成功率达100%,且对接过程不需人工干预,大大减轻了工人的劳动强度。该研究成果可广泛应用于航天产品的自动对接装配,尤其对人工对接难度大的大型导弹总装具有重要的应用价值。     

导弹舱段六自由度并联调姿托架设计及运动学分析

针对导弹舱段对接主要依靠手工作业的现状,设计一种六自由度并联调姿托架,可完成舱段偏航、俯仰、自转全姿态位置调整,实现舱段自动化、高效率对接.首先建立调姿托架的三维模型并对其结构进行介绍;其次对模型进行运动学理论分析,得到了自由度、运动学方程及其正反解,并利用ADAMS软件对调姿托架进行运动学仿真,获得自由度计算结果以及...     

舱段水平对接系统的误差分析

作为航天器总装过程中的关键程序,舱段对接属于高精度装配。为了分析基于并联机构的舱段对接技术是否满足高精度需求,首先利用D-H法建立了并联机构定位误差与末端输出误差之间的传递模型。然后,结合实际工程模型进行仿真分析,得到并联机构定位误差对末端输出的影响规律。最后根据分析结果,提出了改善并联机构定位误差的补偿方案,从而确保基于并联机构的水平对接技术满足航天器舱段的未来发展需求。     

基于2D激光位移传感器的舱段自动对接测量方法

针对舱段对接装配需求，结合舱段对接工艺过程，提出一种基于2D激光位移传感器的舱段自动对接测量方法。首先将待对接舱段调整至相距基准舱段约50 mm待装位，采用2D激光位移传感器检测两舱段对接处三个点位的2D轮廓偏差，计算得到待对接舱段除自转角外的5个自由度位姿；然后根据两舱段法兰端面上的豁口特征，通过扫描两个舱段法兰豁口位置，计算得到待对接舱段自转角；最后将结果反馈至控制系统，驱动执行机构进行位姿的调整。通过引入误差的仿真并结合对接实验对所提方法进行了验证，结果表明，所提方法测量精度高，对接效果良好，能够满足舱段自动对接需求，有效提高了自动对接系统的效率、稳定性和一致性。     

面向筒类舱段自动装配的两点定位调姿方法

为解决航天器数字化对接装配中的调姿问题,提出了两点定位调姿法：通过改变对接舱段上2个关键点的位置来实现舱段空间位姿的调整,采用五次多项式轨迹对舱段进行调姿轨迹规划并约束舱段的运动参数,确定舱段合理的调姿时间,保证舱段平稳快速地完成对接任务。该方法简化了调姿算法,采用串联机构即可满足调姿算法要求,避免了多轴协调控制,降低了控制难度。利用ADAMS对所提出的方法进行仿真验证,通过两点定位调姿法调整对接舱段可使其到达目标位姿,位移、速度、加速度轨迹光滑连续,同时满足各边界约束条件,调整后舱段姿态与目标坐标值最大偏差为-0.08 mm,调整过程中最大加速度为10 mm/s2。仿真结果表明,两点定位调姿法可满足筒类舱段数字化装配调姿的精确性、稳定性和高效性要求,有助于实现筒类舱段调姿过程的自动控制。     

基于非接触激振的机翼模型模态测试

在轻质试验件模态测试中采用非接触激振,可以有效避免常规模态测试中激振器动圈附加质量和附加刚度对结构动特性的影响,避免锤击法引起的连击、振型不连续和应力集中等现象。本文主要介绍了非接触激振力产生的原理,根据该原理设计了一套非接触激振设施,并在一轻型机翼模型的模态测试中进行了应用。结果表明,基于非接触激振,测试结果更加准确,对于轻质试验件及柔性飞机的模态测试具有一定的工程意义。     

薄板和细梁组合结构的模态耦合及非线性动力响应试验验证

薄板-细梁组合结构是工程领域常见的一种结构形式,其振动响应特性具有特殊性,会产生模态耦合和响应非线性现象,很多产品中试验已经发现了这一现象,因此,开展专题研究非常必要。笔者在对正弦激励下薄板-细梁组合结构的动力特性进行分析的基础上,设计了振动响应试验,通过对比仿真分析结果和试验结果,验证了线性理论分析结果和试验结果的误差。通过比较薄板-长梁组合和薄板-短梁组合两种情况,验证了不同结构频率分布是都存在模态耦合和薄细结构引起的几何非线性响应,并总结了变化趋势。最后提出一种适用于工程的薄板和细梁组合结构正弦响应仿真方法建议。     

某叶片式机油泵固有频率特性分析与试验

建立了某型叶片式机油泵的有限元模型,分别对自由模态和约束模态的前6阶固有频率和振型进行了仿真分析,发现在泵体与泵盖连接处及限压阀附近振动变形较大。将模态分析结果与发动机激振频率及链轮啮合频率进行比较,分析出在发动机转速为5 000 r/min时机油泵第1阶固有频率与链轮啮合频率相近,在此工况下会发生共振现象。对叶片式机油泵进行了模态试验,仿真得到的固有频率与试验测试得到频率吻合良好,证明仿真模拟结果能够反映机油泵的实际工况,为叶片式机油泵振动特性分析及产品设计提供了依据。     

基于ANSYS的飞机炮舱段结构模态分析与结构优化

针对飞机炮舱段结构主要由薄壁和加强筋组成的特点,在有限元分析软件ANSYS8.0中建立了该结构的有限元模型,并分析了炮舱段结构的模态特性。以模态分析的结果为依据,对飞机炮舱段结构进行了结构优化。通过优化设计使炮舱段低阶模态响应峰值区域避开了油箱底板,改善了炮舱段结构的局部模态特性,使整体刚度更加协调,有效地减小了因结构耦合振动而引起的整体油箱损坏故障。这种分析改进方法可以推广应用到其它飞机的结构优化中,具有较大的工程实用价值。     

直升机传动系统机械扭振计算与试验联合建模

提出了一种新的直升机传动系统机械扭振分析方法。分别将旋翼(尾桨)、主减速器与其他传动轴系分为变形互补重叠的3类分枝系统，再进行机械扭振计算或试验分析，根据此3类分枝系统的扭振模态参数，采用分枝模态综合／惯性耦合法对直升机整个传动系统进行机械扭振计算分析。通过传动系统模拟件的试验验证说明．这种建模分析方法(包括利用主减等复杂件扭振试验参数．将主减转化为动力相似模型后再进行综合的计算方法)不仅非常有效，计算结果准确，而且不会漏掉关心的频率，能达到分别控制分系统机械扭振动力学参数、进而控制整个传动系统机械扭振动力学参数的目的。