美国航天器交会对接故障
安川伺服驱动器的常用故障代码
安川伺服驱动器的常用故障代码 A.00 绝对值数据错绝对值错误或没收到 A.02 参数中断用户参数检测不到 A.04 参数设置错误用户参数设置超出允许值 A.10 过流电源变压器过流 A.30 再生电路检查错误再生电路检查错误 A.31 位置错误脉冲溢出位置错误,脉冲超出参数Cn-1E设定值 A.40 主电路电压错误主电路电压出错 A.51 过速电机转速过快 A.71 过载(大负载) 电机几秒至几十秒过载运行 A.72 过载(小负载) 电机过载下连续运行 A.80 绝对值编码器差错绝对值编码器每转脉冲数出错ssszxx f A.81 绝对值编码器失效绝对值编码器电源不正常 A.82 绝对值编码器检测错误绝对值编码器检测不正常 A.83 绝对值编码器电池错误绝对值编码器电池电压不正常 A.84 绝对值编码器数据不对绝对值编码器数据接受不正常 A.85 绝对值编码器转速过高电机转速超过400转/分后编码器打开 A.A1 过热驱动器过热 A.B1 给定输入错误伺服驱动器CPU检测给定信号错误 A.C1 伺服过运行伺服电机(编码器)失控 A.C2 编码器输出相位错误编码器输出A、B、C相位出错 A.C3 编码器A相B相断路编码器A相B相没接 A.C4 编码器C相断路编码器C相没接 A.F1 电源缺相主电源一相没接 A.F3 电源失电电源被切断 CPF00 手持传输错误1 通电5秒后,手持与连接仍不对 CPF01 手持传输错误2 传输发生5次以上错误 A.99 无错误操作状态不正常 安川伺服报警代码 报警代码报警名称主要内容 A.00 绝对值数据错误不能接受绝对值数据或接受的绝对值数据异常A.02 参数破坏用户常数的“和数校验”结果异常 A.04 用户常数设定错误设定的“用户常数”超过设定范围 A.10 电流过大功率晶体管电流过大 A.30 测出再生异常再生处理回路异常 A.31 位置偏差脉冲溢出位置偏差脉冲超出了用户常数“溢出(Cn-1E)”的值
姿态动力学大作业
反作用飞轮控制 一、（1）建立航天器姿态动力学方程和飞轮控制规律 如图1-1中， 图1-1 反作用飞轮系统 设三飞轮的质心重合与星体质心O 。三飞轮的轴向转动惯量分别为z y x J J J ,,。其横向转动惯量设已包含在星体惯量章量c I 内。星体角速度ω，飞轮相对于星体的角 速度记为： [ ] T z y x ΩΩΩ=Ω 星体与飞轮的总动量矩h 为： () ωωωωωωh h I I I I h b c +=Ω+?=Ω+?+?= （1-1） 式中， Ω ?=?=+=???? ? ?????=????? ?????=ωωωωωI h I h I I I J J J I I I I I b c z y x z y x 00 000 0000 易知，I 即星体与飞轮对点O 的总惯量章量，b h 即飞轮无转动时总动量矩，ωh 即飞轮转动时的相对动量矩。由动量矩定理得 e b b L h h h h h =?++?+=? ? ? ωωωω
? ? ??? ? Ω?Ω?Ω?-=-=+=?+?+? ? ? ? ? z z y y x x c e c b b J J J h L L L h h h ωωωω （1-2） 式中，e L 为外力矩，c L 为飞轮转轴上电机的控制力矩。式（1-2）就是装有反作用飞轮的刚性航天器动力学方程的矢量形式。 如定义星体轨道坐标系如图1-2所示， 图1-2 轨道坐标系 r r r z y ox 的角速度 r ω为 j n r -=ω 即轨道角速度。当为圆轨道时，则有 3 2R n μ = 式中μ为地球引力常数，R 为地球半径。如记ψθ?,,分别为星体滚转角、俯仰角与偏航角、且设ψθ?,,和? ? ? ψθ?,,均为小量。 当航天器相对于轨道坐标系按321旋转时角度旋转矩阵为： ???? ? ????? -++--=?θ? ψ?θψ? ψ?θψ?θ?ψ?θψ? ψ?θψθθ ψθψcos cos sin cos cos sin sin sin sin cos sin cos sin cos cos cos sin sin sin cos sin sin sin cos sin cos sin cos cos B 按321旋转时产生的角速度为：
空间交会对接技术详解
空间交会对接技术详解 空间交会与对接技术是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术。广泛用于空间站、空间实验室、空间通信和遥感平台等大型空间设施在轨装配、回收、补给、维修以及空间救援等领域。 意义重大 空间交会与对接是载人航天活动的三大基本技术之一。所谓三大基本技术就是载人航天器的成功发射和航天员安全返回技术、空间出舱活动技术和空间交会对接技术。只有掌握它们，人类才能自由出入太空，更有效地开发宇宙资源。对于国家来说，还能独立、平等地参加国际合作。 在突破并掌握了载人航天的基本技术之后，宇宙飞船的主要用途就是为空间站和月球基地等接送航天员和物资。在航天领域专家常说的一句话是：“造船为建站，建站为应用。”至今发射的宇宙飞船大多是作为空间站的天地往返交通工具和长期停靠在空间站上的救生艇。为了实现宇宙飞船的运输功能，就必须攻克两项关键技术，那就是宇宙飞船与空间站的空间交会技术与对接技术，主要设备是交会测量系统和对接机构。 航天器之间的空间交会对接技术很复杂。在国外载人航天活动早期，航天器之间的空间交会对接过程中经常发生故障与事故，即使在1997年，俄罗斯的两个航天器还发生过一次重大的空间交会对接事故——“进步M3-4”飞船与“和平”号空间站相撞，使“和平”号空间站上的“光谱”号舱被迫关闭，部分氧气泄漏，动力系统也受到影响。 通过多年的努力，目前美国和苏联/俄罗斯已完全掌握了在地面支持下的载人交会与对接技术。尤其是苏联/俄罗斯在掌握了空间交会与对接技术以后，先后利用飞船的运输能力发展了几代载人空间站，在空间交会与对接等方面一直占据着技术优势。 虽然起步较晚，但欧洲、日本等国家在空间交会与对接研究方面已取得长足进步，特别是某些单项技术和设备，如地面仿真、对接敏感器等，都取得了惊人的进步。日本曾于1998年通过两颗卫星成功进行了无人交会与对接在轨试验，
ASD伺服常见问题处理方式
ASD伺服常见问题处理方式 1,伺服驱动器输出到电机的UVW三相是否可以互换？ 不可以，伺服驱动器到电机UVW的接法是唯一的。普通异步电机输入电源UVW两相互换时电机会反转，事实上伺服电机UVW任意两相互换电机也会反转，但是伺服电机是有反馈装置的，这样就出现正反馈会导致电机飞车。伺服驱动器会检测并防止飞车，因此在UVW接错线后我们看到的现象是电机以很快的速度转过一个角度然后报警过负载ALE06。 2,伺服电机为何要Servo on之后才可以动作？ 伺服驱动器并不是在通电后就会输出电流到电机，因此电机是处于放松的状态（手可以转动电机轴）。伺服驱动器接收到Servo on信号后会输出电流到电机，让电机处于一种电气保持的状态，此时才可以接收指令去动作，没有收到指令时是不会动作的即使有外力介入（手转不动电机轴），这样伺服电机才能实现精确定位。 3,伺服驱动器报警ALE01如何处理？ 检查UVW线是否有短路。如果把UVW线与驱动器断开再通电仍然出现ALE01则是驱动器硬件故障。 4,ALE02过电压/ALE03低电压报警发生时如何处理？ 首先使用万用表测量输入电压是否在允许范围内；再次是通过驱动器或伺服软件示波器监视“主回路电压”，这是直流母线电压，电压伏数应该是输入交流电压的1.414倍，正常来讲应该不会有太大的偏差。如果偏差很大需返厂重新校准。ALE02/ALE03报警是以“主回路电压”来判断的。 5,在高速运行时机台在中途有很明显的一钝，观察发现是中途有ALE03报警产生，但是一闪就消失了，如何解决这个问题？ 在高速运行时会消耗很大能量，母线电压会下降，如果输入电压偏低此时就会出现ALE03报警。报警发生时伺服马上停止，母线电压恢复正常，报警自动消失，伺服会继续运行，因此看起来就是明显的一钝。这种情况多发生在使用单相电源供电时，建议主回路使用三相电源供电。参数P2-65 bit12置ON可使ALE03报警发生时，母线电压恢复后报警不会自动消失。 6,伺服驱动器报警ALE04如何处理？ AB系列伺服驱动器配ECMA马达时功率不匹配上电会报警ALE04，除这种情况外刚一上电就报警ALE04就是电机编码器故障。如果在使用过程中出现ALE04报警是因为编码器信号被干扰，请查看编码器线是否是屏蔽双绞、驱动器与电机间地线是否连接，或者在编码器线上套磁环。通过ALE04.EXE软件可以监测每次Z脉冲位置AB脉冲计数是否变化，有变化则会报
航天器总体设计答案总结(新)
航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题） 1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。 4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。 6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。 1）用户使用要求及技术指标要求的确定。 2）总体方案的确定。 3）总体技术指标的分析、分配及预算。 4）分系统方案及技术指标的确定。
航天器交会对接位姿测量最优估计
第３１卷第２期四川兵工学报２０１０年２月【武器装备】 航天器交会对接位姿测量最优估计睾 汤同伟８，王惠南ｂ，冯成涛８ （南京航空航天大学ａ．自动化学院；ｂ．高新技术学院，南京２１００１６） 摘要：航天器间的相对位姿确定是航天器编队飞行、交会与对接、捕获与维护等重大航天任务的关键技术之一．基于图像信息的相对位置与姿态的确定是解决航天器相对位置与姿态确定问题的有效方法．本文中采用四元数来描述航天器相对姿态，建立目标航天器的特征光标点的物理坐标和对应的图像点图像坐标之间的数学模型，并利用信赖域算法求解该非线性优化问题．仿真结果表明了该算法的有效性和可靠性，证明该算法能够满足交会对接航天器之间位置与姿态的测量精度的要求． 关键词：相对位姿；单目视觉；信赖域；四元数 中图分类号：Ｖ４４８文献标识码：Ａ文章编号：１００６—０７０７（２０１０）０２—０００１—０４在２个空间飞行器进行交会对接的最后阶段，通常采 用光学成像敏感器来测量跟踪飞行器和目标飞行器之间的相对位置和姿态．在目标飞行器上布设和安装光学特征点，光学特征点的几何形状、尺寸和位置已知；在跟踪飞行器上安装面阵ＣＣＤ传感器，通过对特征点在ＣＣＤ上成像的分析和计算就可以确定跟踪飞行器和目标飞行器之间的相对位置和姿态．国内外学者对该问题作了大量研究¨。７Ｊ，但经典的直接法或迭代法存在以下问题：①迭代求解和多值结果【ｌ“ｊ，后者将带来识别的困难，迭代求解的收敛性和收敛速度将极大影响测量精度，而迭代过程的收敛性和收敛速度主要取决于迭代算法和初值选取；②利用角度求航天器间的相对距离，所获得结果精度差，特别是在远距离的测量精度更差． 本研究中的方法是在目标航天器上合理设置４个非共面特征点．基于针孔成像模型的假设，根据特征点在ＣＣＤ成像平面上的投影，首先，测出每个特征像点在摄像机成像平面上的二维坐标．其次，采用四元数来描述航天器相对姿态，建立目标航天器的特征光标点的物理坐标和对应图像点图像坐标之间的数学模型，并将该数学模型（相对位姿参数）求解问题转化为非线性优化问题，最后利用信赖域算法求解该非线性优化问题．仿真结果表明该算法的有效性和可靠性，能够满足交会对接航天器测量精度要求．ｉ基于机器视觉确定位姿的基本方程 １．Ｉ坐标系 Ｉ）如图Ｉ所示，０；一Ｘｉｇ。表示像平面像物理坐标系简称（ｉ）系，其原点０。定义为相机光轴与图像平面的交点，兢轴和ｔ轴分别与图像像素的列数与行数平行． ２）０。一ｘ。ｙｃｚ。表示摄像机坐标系简称（Ｃ）系，与追踪航天器坐标系一致．其原点０。为摄像机镜头中心，０。到像平面的距离称为摄像机的焦距，，匕轴为主光轴方向，置轴与像平面象素坐标系横方向平行，ｚ。轴与像平面象素坐标系竖直方向平行，并与其它两轴构成右手系． ３）０。一‰‰％表示世界坐标系简称（埘）系，与文中的目标航天器坐标系一致．该坐标系定义在目标特征光标点上，‰轴由ｓ。指向屯；气轴在ｓ。，如，屯决定的平面内，过ｓ。并垂直于‰轴；ｙ。轴与其它两轴构成右手坐标系．摄像机坐标系与世界坐标系之间的关系可以用旋转矩阵Ｒ与平移向量ｊ来描述．假设空间中某一点在（埘）系、（ｃ）系与（ｉ）系下的坐标分别是Ｐ。＝（‰，Ｙ。，气）１，Ｐ。＝（置，ｙｃ，之）１。，与Ｐ；＝（气，毛）１’，于是存在如下关系式旧１： 时㈦０㈦】戈＂扎Ｚ＿ １ 其中：Ｒ为３×３正交方向余弦矩阵，用来描述（硼）系与（Ｃ） ●收稿日期：２００９—１２—１３ 作者简介：汤同伟（１９８４一），男，硕士研究生，主要从事小卫星飞轮储能与姿态组合控制研究； 王惠南（１９６４一），男，教授，博士研究生导师，主要从事领域为惯性导航研究． 万方数据
松下伺服驱动器故障报警内容和处理方法
松下伺服驱动器故障报警内容和处理方法 代码：11 保护功能:控制电源欠电压 故障原因:控制电源逆变器上P、N间电压低于规定值。 1）交流电源电压太低。瞬时失电。 2）电源容量太小。电源接通瞬间的冲击电流导致电压跌落。 3）驱动器（内部电路）有缺陷。 应对措施：测量L1C、L2C和r、t之间电压。 1）提高电源电压。更换电源。 2）增大电源容量。 3）请换用新的驱动器。 代码：12 保护功能:过电压 故障原因:电源电压高过了允许输入电压的范围。逆变器上P、N间电压超过了规定值。电源电压太高。存在容性负载或UPS（不间断电源），使得线电压升高。 1）未接再生放电电阻。 2）外接的再生放电电阻不匹配，无法吸收再生能量。 3）驱动器（内部电路）有缺陷。 应对措施:测量L1、L2和L3之间的相电压。配备电压正确的电源。排除容性负载。 1）用电表测量驱动器上P、B间外接电阻阻值。如果读数是“∞”，说明电阻没有真正地接入。请换一个。 2）换用一个阻值和功率符合规定值的外接电阻。 3）请换用新的驱动器。 代码:13 保护功能:主电源欠电压 故障原因:当参数Pr65（主电源关断时欠电压报警触发选择）设成1时，L1、L3相间电压发生瞬时跌落，但至少是参数Pr6D（主电源关断检测时间）所设定的时间；或者，在伺服使能（Servo-ON）状态下主电源逆变器P-N间相电压下降到规定值以下。 1）主电源电压太低。发生瞬时失电。 2）发生瞬时断电。 3）电源容量太小。电源接通瞬间的冲击电流导致电压跌落。 4）缺相：应该输入3相交流电的驱动器实际输入的是单相电。 5）驱动器（内部电路）有缺陷。 应对措施:测量L1、L2、L3端子之间的相电压。 1）提高电源电压。换用新的电源。排除电磁继电器故障后再重新接通电源。 2）检查Pr6D设定值，纠正各相接线。 3）请参照“附件清单”，增大电源容量。 4）正确连接电源的各相（L1、L2、L3）线路。单相电源请只接L1、L3端子。 5）请换用新的驱动器。 代码：15 保护功能：电机和驱动器过热 故障原因：伺服驱动器的散热片或功率器件的温度高过了规定值。 1）驱动器的环境温度超过了规定值。 2）驱动器过载了。 应对措施： 1）降低环境温度，改善冷却条件。
伺服驱动器常见故障的原因及对策
伺服驱动器常见故障的原因及对策 伺服驱动器由于长时间的使用，难免会出现故障，最重要的是及时查找出原因，对应解决故障，及早恢复正常使用。小编在这整理伺服驱动器常见的故障原因及对策供大家参考。 1、伺服电机在有脉冲输出时不运转，如何处理 ①监视控制器的脉冲输出当前值以及脉冲输出灯是否闪烁，确认指令脉冲已经执行并已经正常输出脉冲; ②检查控制器到驱动器的控制电缆，动力电缆，编码器电缆是否配线错误，破损或者接触不良; ③检查带制动器的伺服电机其制动器是否已经打开; ④监视伺服驱动器的面板确认脉冲指令是否输入; ⑤ Run运行指令正常; ⑥控制模式务必选择位置控制模式; ⑦伺服驱动器设置的输入脉冲类型和指令脉冲的设置是否一致; ⑧确保正转侧驱动禁止，反转侧驱动禁止信号以及偏差计数器复位信号没有被输入，脱开负载并且空载运行正常，检查机械系统。 2、伺服电机高速旋转时出现电机偏差计数器溢出错误，如何处理 ①高速旋转时发生电机偏差计数器溢出错误; 对策： 检查电机动力电缆和编码器电缆的配线是否正确，电缆是否有破损。 ②输入较长指令脉冲时发生电机偏差计数器溢出错误; 对策： a.增益设置太大，重新手动调整增益或使用自动调整增益功能; b.延长加减速时间; c.负载过重，需要重新选定更大容量的电机或减轻负载，加装减速机等传动机构提高负荷能力。 ③运行过程中发生电机偏差计数器溢出错误。 对策： a.增大偏差计数器溢出水平设定值; b.减慢旋转速度; c.延长加减速时间; d.负载过重，需要重新选定更大容量的电机或减轻负载，加装减速机等传动机构提高负载能力。 3、伺服电机做位置控制定位不准，如何处理 ①首先确认控制器实际发出的脉冲当前值是否和预想的一致，如不一致则检查并修正程序; ②监视伺服驱动器接收到的脉冲指令个数是否和控制器发出的一致，如不一致则检查控制线电缆; ③检查伺服指令脉冲模式的设置是否和控制器设置得一致，如CW/CCW还是脉冲+方向; ④伺服增益设置太大，尝试重新用手动或自动方式调整伺服增益; ⑤伺服电机在进行往复运动时易产生累积误差，建议在工艺允许的条件下设置一个机械原点信号，在误差超出允许范围之前进行原点搜索操作; ⑥机械系统本身精度不高或传动机构有异常(如伺服电机和设备系统间的联轴器部发生偏移等)。 4、伺服电机做位置控制运行报超速故障，如何处理
航天器制导及控制课后题答案(西电)
1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中, 可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来源不同。被动控制:其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制:包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。
FANUC伺服驱动系统故障分析诊断
FANUC交流伺服驱动系统故障维修举例 例244~245．加工过程中出现过热报警的故障维修 例244．故障现象：某配套FANUC 0T MATE系统的数控车床，在加工过程中，经常出现伺服电动机过热报警。 分析与处理过程：本机床伺服驱动器采用的是FANUC S系列伺服驱动器，当报警时，触摸伺服电动机温度在正常的围，实际电动机无过熟现象。所以引起故障的原因应是伺服驱动器的温度检测电路故障或是过热检测热敏电阻的不良。 通过短接伺服电动机的过热检测热敏电阻触点，再次开机进行加工试验，经长时间运行，故障消失，证明电动机过热是由于过热检测热敏电阻不良引起的，在无替换元件的条件下，可以暂时将其触点短接，使其系统正常工作。 例245．故障现象：某配套FANUC 0T MATE系统的数控车床，在加工过程中，经常出现X轴伺服电动机过热报警。 分析与处理过程：故障分析过程同上例，经检查X轴伺服电动机外表温度过高，事实上存在过热现象。 测量伺服电动机空载工作电流，发现其值超过了正常的围。测量各电枢绕组的电阻，发现A相对地局部短路；拆开电动机检查发现，由于电动机的防护不当，在加工时冷却液进入了电动机，使电动机绕阻对地短路。修理电动机后，机床恢复正常。 例246．驱动器出现OVC报警的故障维修 故障现象：某配套FANUC 0T-C系统、采用FANUC S系列伺服驱动的数控车床，手动运动X轴时，伺服电动机不转，系统显示ALM414报警。 分析与处理过程：FANUC 0T-C出现ALM 414报警的含义是“X轴数字伺服报警”，通过检查系统诊断参数DGN720~723，发现其中DGN720 bit5=l，故可以确定本机床故障原因是X轴OVC(过电流)报警。 分析造成故障的原因很多，但维修时最常见的是伺服电动机的制动器未松开。 在本机床上，由于采用斜床身布局，所以X轴伺服电动机上带有制动器，以防止停电时的下滑。经检查，本机床故障的原因确是制动器未松开：根据原理图和系统信号的状态诊断分析，故障是由于中间继电器的触点不良造成的，更换继电器后机床恢复正常。 例247~例248．参数设定错误引起的故障维修 例247．故障现象：某配套FANUC 0TD系统的二手数控车床，配套FANUC子α系列数字伺服，开机后，系统显示ALM417、427报警。 分析与处理过程：FANUC 0TD出现ALM 417、427报警的含义是“数字伺服参数设定错误”。 由于机床为二手设备，调试时发现系统的电池已经遗失，因此，系统的参数都在不同程度上存在错误。进一步检查系统主板，发现主板上的报警指示灯L1、L2亮，驱动器显示“-”，表明驱动器未准备好。 根据系统报警ALM417、427可以确定，引起报警可能的原因有： 1)电动机型号参数8*20设定错误。 2)电动机的转向参数8*22设定错误。 3)速度反馈脉冲参数8*23设定错误。 4)位置反馈脉冲参数8*24设定错误。
航天器制导与控制课后题答案(西电)
航天器制导与控制课后题答案(西电) 1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？ 航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正 常工作。 1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么? 概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的 再定向过程。关系：轨道控制与姿态控制密切相关。为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。在某些具体情况或某些飞行过程中,
可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。 1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。 姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天 器姿态运动的形式可大致分为两类。自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在 某一参考空间的方向。 1.6主动控制与被动控制的主要区别是什么? 画出星—地大回路控制的结构图。 主动控制与被动控制的主要区别是航天器的控制力和力矩的来 源不同。被动控制: 其控制力或力矩由空间环境和航天器动力学特性提供, 不需要消耗星上能源。例如利用气动力或力矩、太阳辐射压力、重力梯度力矩，磁力矩等实现轨道或姿态的被动控制, 而不消耗工质或电能。主动控制: 包括测量航天器的姿态和轨道, 处理测量数据, 按照一定的控制规律产生控制指令, 并执行指令产生对航天器的控 制力或力矩。需要消耗电能或工质等星上能源, 由星载或地面设备组成闭环系统来实现。 2.1 利用牛顿万有引力定律推导、分析航天器受N 体引力时的运动方程, 并阐述简化为二体相对运动的合理性。 （1）解：牛顿万有引力定律：??r Fg??GMm
伺服驱动器报警解决方法..
保护功能 报警 代码 故障原因应对措施 控制电源 欠电压 11 控制电源逆变器上P、N 间电压低于规定值。1）交流电源电压太低。瞬时失电。 2）电源容量太小。 电源接通瞬间的冲击电流导致电压跌落。 3）驱动器（内部电路）有缺陷。 测量 L1C、L2C 和r、t 之间电压。 1）提高电源电压。更换电源。 2）增大电源容量。 3）请换用新的驱动器。 过电压 12 电源电压高过了允许输入电压的范围。 逆变器上 P、N 间电压超过了规定值。 电源电压太高。 存在容性负载或UPS（不间断电源），使得 线电压升高。 1）未接再生放电电阻。 2）外接的再生放电电阻不匹配，无法吸收再 生能量。 3）驱动器（内部电路）有缺陷。 测量 L1、L2 和L3 之间的相电压。 配备电压正确的电源。 排除容性负载。 1）用电表测量驱动器上P、B 间外接电阻阻值。如果读数是“∞”，说明电阻没有真正地接入。请换一个。 2）换用一个阻值和功率符合规定值的外接电阻。 3）请换用新的驱动器。 主电源 欠电压 13 当参数Pr65（主电源关断时欠电压报警触发 选择）设成1 时，L1、L3 相间电压发生瞬时 跌落，但至少是参数Pr6D（主电源关断检测 时间）所设定的时间；或者，在伺服使能（Servo-ON）状态下主电源逆变器P-N 间相 电压下降到规定值以下。
1）主电源电压太低。发生瞬时失电。 2）发生瞬时断电。 3）电源容量太小。 电源接通瞬间的冲击电流导致电压跌落。 4）缺相：应该输入3 相交流电的驱动器实际输入的是单相电。 5）驱动器（内部电路）有缺陷。 测量 L1、L2、L3 端子之间的相电压。 1）提高电源电压。 换用新的电源。 排除电磁继电器故障后再重新接通电源。 2）检查Pr6D 设定值，纠正各相接线。 3）请参照“附件清单”，增大电源容量。 4）正确连接电源的各相（L1、L2、L3）线路。单相电源请只接L1、L3 端子。 5）请换用新的驱动器。 过电流 和 接地错误 14 * 流入逆变器的电缆超过了规定值。 1）驱动器（内部电路、IGBT 或其他部件） 有缺陷。 2）电机电缆（U、V、W）短路了。 3）电机电缆（U、V、W）接地了。 4）电机烧坏了。 5）电机电缆接触不良。 6）频繁的伺服ON／OFF（SRV-ON）动作导 1）断开电机电缆，激活伺服ON 信号。如果马上出现此报警，请换用新驱动器。 2）检查电机电缆，确保U、V、W 没有短路。正确的连接电机电缆。 3）检查U、V、W 与“地线”各自的绝缘电阻。如果绝缘破坏，请换用新机器。 4）检查电机电缆U、V、W 之间的阻值。如果阻值不平衡，请换用新驱动器。 5）检查电机的U、V、W 端子是否有松动或未接，应保证可靠的电气接触。 6）请换用新驱动器。 Minas A4 系列驱动器技术资料选编- 61 - 保护功能 报警 代码 故障原因应对措施
姿态动力学作业
基于脉宽调制器的喷气姿态控制系统
一．题目 1) 建立三轴稳定对地定向航天器的姿态动力学和姿态运动学模型 2) 设计基于PD+脉宽调制器形式的喷气姿态控制系统 3) 完成数学仿真 具体要求： (1)建立对地定向刚体航天器的三轴稳定姿态动力学和姿态运动学模型。 2222 2 2 512kg m ,308kg m ,620kg m 16kg m ,12kg m ,14kg m x y z xy xz yz I I I I I I =?=?=?=?=?=? 设航天器在圆轨道上运行，轨道角速度00.0011rad/s ω= 要求姿态动力学动力学采用欧拉方程，姿态运动学模型采用zyx 顺序欧拉角的姿态运动学方程； (2)假设姿态推力器的数学模型为理想的继电器特性； 姿态推力器的标称推力为4N(设计情况B)，在各轴上的力臂分别为1m 、1.25m 和1.5m 。 (3)设计PD+脉宽调制器形式的数字式喷气控制器，要求姿态角控制精度优于 0.5deg 。 设计情况B ：控制周期为250ms ，控制系统的调整时间低于10s ，阻尼比为07。 (4)在设计控制器参数时，要考虑采样-保持环节对控制性能的影响。(建议 将采样-保持环节等效为s 域的传递函数，按连续控制系统的方法进行设计)。 (5)对上述设计结果进行数学仿真。比较在有/无最小脉宽限制两种情况下控 制精度和燃料消耗的情况。设推力器的最小脉冲宽度为30ms 。 (6)设卫星在三轴方向受到常值的气动干扰力矩，分别为 0.01Nm,0.005Nm,0.02Nm dx dy dz T T T === 重新设计控制器，以满足控制精度的要求。并给出数学仿真结果
航天器交会对接逼近段控制研究进展
龙源期刊网 https://www.360docs.net/doc/811283843.html, 航天器交会对接逼近段控制研究进展 作者：朱晓光 来源：《卷宗》2020年第17期 随着航天技术的飞速发展，载人和无人飞船频繁往返于空间站，航天器需要更加灵活快速的实施对接。航天器在空间实现交会对接是由航天器制导、导航和控制（Guidance，Navigation and Control， GNC）系统完成的，GNC的主要任务是高精度测量航天器之间的相对速度、相对位置、相对姿态以及相对姿态角速度，并控制航天器完成姿态的调整和轨道的切换。未来我国的神舟飞船将从多个方向实施与空间站的交会对接。因此，进一步研究与发展航天器沿不同轨迹的自主交会对接技术是未来太空领域工程应用的必然趨势。 航天器的自主交会对接过程可分为发射、调相（地面导引）、远距离交会、近距离交会、对接停泊等几个阶段，不同的阶段要求的航天器控制精度不同，而近距离交会的最终逼近段控制精度要求较高。在最终逼近段，要完成准确可靠地对接需要位置和姿态的精确调节，以及两合作航天器间的协同配合来共同完成。换言之，航天器自主交会对接必须解决逼近段追踪航天器相对位姿高精度的自主控制问题。然而，一方面交会对接过程对航天器相对位姿控制的动态特性要求较高;另一方面，复杂的空间运行环境和航天器动力学模型中的不确定因素往往会影 响其控制精度，因此需要应用新的控制算法来解决交会对接中航天器位置和姿态控制的误差精度和鲁棒性问题。 1 国外研究现状 Kluever， C. A为航天器沿固定轴的终端平面交会对接设计了反馈控制方案;Saponara， M 将基于优化的模型预测控制应用于火星样品回收任务中的航天器自主交会操作;Di Cairano， S 将模型预测控制应用于航天器交会对接逼近段的轨道平面机动;Singla， P在考虑未建模动态、参数扰动和实际位姿测量误差的情况下，针对航天器交会对接控制问题，给出了一种输出反馈结构的模型参考自适应控制方法;Subbarao， K和Sam， W以空间自由漂浮机器人和服务的漂浮物体交会停靠为研究背景，利用反馈线性化设计控制律使当前和期望姿态之间的误差为零，再通过自适应干扰观测矩阵来修正由重力梯度和其他未知干扰引起的干扰力矩，其稳定性通过Lyapunov方程和Matrosov定理证明;Stansbery， D， T基于六自由度模型，提出了一种用状态依赖的Riccati方程设计的非线性调节器来控制航天器在接近翻滚目标时的位置和姿态;Pan， H. Z在航天器平移速度和角速度测量缺失的情况下，用一个高通滤波器来估计航天器的速度和角速度，并给出了一种Lyapunov框架的非线性输出反馈控制，以保证航天器相对位姿跟踪误差的半全局渐进收敛;Naasz， B. J针对微小卫星力矩输出受限的情况，整合了基于LQR平均方 程组的姿态控制器和基于轨道要素反馈的轨道控制器;Park， H在考虑避障的情况下，为航天 器对接到一个旋转/翻转平台设计了模型预测控制律;Guglieri， G为航天器交会对接地面试验系统的GNC设计了比例微分综合控制器和脉冲宽度调制器来控制推进器跟踪预定的轨迹和速
富士伺服驱动器的常用故障代码及其检查与维护
一、检查 1、警报检出内容 （图1） （按键面板的7段LED显示器以秒的间隔闪烁。） 2、警报检出时的动作 （1）在检出的同时自由运转 （图2） （2）以最大转矩减速，停止后自由运转 （图3） 二、维护 1、过电流 【显示】 （图4） 【检出内容】 主回路晶体的输出电流超过规定值。
【要因与处置】 （图5） 伺服马达的动力沛县有可能漏电或短路。 通常，对地间有数MΩ以上，线圈之间的电阻值均衡。 2、过速度 【显示】 （图6） 【检出内容】 伺服马达的回转速度超过最高速度的倍。 【要因与处置】 （图7） 马达的回转速度有可能出现峰突。 （图8） 3、过电压 【显示】 （图9） 【检出内容】 伺服驱动器内部的直流中间电压比上限值大。
【要因与处置】 （图10） 可以在按键面板的监视模式确认内部的中间电压。 On 16：直流中间电压（最大值）On 17：直流中间电压（最小值）约在420V时检出电压。 4、编码器异常 【显示】 （图11） 【检出内容】 伺服马达内部的编码器可能已损坏。 【要因与处置】 （图12） 编码器内部的CPU是以自我诊断的结果来检出警报的。 这时，伺服驱动器马达之间正在进行通信。 5、控制电流异常 【显示】 （图13） 【检出内容】
伺服驱动器内部的控制电源发生异常，有损坏的可能性。 【要因与处置】 （图14） 6、记忆体异常 【显示】 （图15） 【检出内容】 保存在伺服驱动器EEPROM内部的参数内容已损坏。 【要因与处置】 （图16） 发生记忆体异常时，请执行参数的初始化。 执行初始化之后仍然会检出记忆体异常时，必须更换驱动器。 7、回生晶体过热 【显示】 （图17） 【检出内容】 伺服驱动器内装的回生处理用晶体过热。 【要因与处置】
伺服驱动器常见故障解析
1、伺服电机高速旋转时出现电机偏差计数器溢出错误，如何处理? ①高速旋转时发生电机偏差计数器溢出错误; 对策： 检查电机动力电缆和编码器电缆的配线是否正确，电缆是否有破损。 ②输入较长指令脉冲时发生电机偏差计数器溢出错误; 对策： a.增益设置太大，重新手动调整增益或使用自动调整增益功能; b.延长加减速时间; c.负载过重，需要重新选定更大容量的电机或减轻负载，加装减速机等传动机构提高负荷能力。 ③运行过程中发生电机偏差计数器溢出错误。 对策： a.增大偏差计数器溢出水平设定值; b.减慢旋转速度; c.延长加减速时间; d.负载过重，需要重新选定更大容量的电机或减轻负载，加装减速机等传动机构提高负载能力。 2、伺服电机在有脉冲输出时不运转，如何处理?
①监视控制器的脉冲输出当前值以及脉冲输出灯是否闪烁，确认指令脉冲已经执行并已经正常输出脉冲; ②检查控制器到驱动器的控制电缆，动力电缆，编码器电缆是否配线错误，破损或者接触不良; ③检查带制动器的伺服电机其制动器是否已经打开; ④监视伺服驱动器的面板确认脉冲指令是否输入; ⑤Run运行指令正常; ⑥控制模式务必选择位置控制模式; ⑦伺服驱动器设置的输入脉冲类型和指令脉冲的设置是否一致; ⑧确保正转侧驱动禁止，反转侧驱动禁止信号以及偏差计数器复位信号没有被输入，脱开负载并且空载运行正常，检查机械系统。 3、伺服电机没有带负载报过载，如何处理? ①如果是伺服Run(运行)信号一接入并且没有发脉冲的情况下发生： a.检查伺服电机动力电缆配线，检查是否有接触不良或电缆破损; b.如果是带制动器的伺服电机则务必将制动器打开; c.速度回路增益是否设置过大; d.速度回路的积分时间常数是否设置过小。 ②如果伺服只是在运行过程中发生： a.位置回路增益是否设置过大;
航天器轨道力学实验一
实验一卫星轨道参数仿真 一、实验目的 1、了解STK的基本功能； 2、掌握六个轨道参数的几何意义； 3、掌握极地轨道、太阳同步轨道、地球同步轨道等典型轨道的特点。 二、实验环境 卫星仿真工具包STK 三、实验原理 （1）卫星轨道参数 六个轨道参数中，两个轨道参数确定轨道大小和形状，两个轨道参数确定轨道平面在空间中的位置，一个轨道参数确定轨道在轨道平面内的指向，一个参数确定卫星在轨道上的位置。 ? 轨道大小和形状参数： 这两个参数是相互关联的，第一个参数定义之后第二个参数也被确定。 第一个参数第二个参数 semimajor axis 半长轴Eccentricity 偏心率 apogee radius 远地点半径perigee radius 近地点半径 apogee altitude 远地点高度perigee altitude 近地点高度 Period 轨道周期Eccentricity 偏心率 mean motion平动Eccentricity 偏心率
图1 决定轨道大小和形状的参数 ?轨道位置参数： 轨道倾角（Inclination）轨道平面与赤道平面夹角 升交点赤经（RAAN）赤道平面春分点向右与升交点夹角 近地点幅角（argument of perigee）升交点与近地点夹角 ?卫星位置参数： 表1 卫星位置参数 （2）星下点轨迹 在不考虑地球自转时，航天器的星下点轨迹直接用赤经α、赤纬δ表示（如图2）。直接由轨道根数求得航天器的赤经赤纬。
图2 航天器星下点的球面解法 在球面直角三角形SND 中： ?? ???+==??+Ω=+==)tan(cos tan cos tan )sin(sin sin sin sin f i u i f i u i ωαα αωδ （1） 由于地球自转和摄动影响，相邻轨道周期的星下点轨迹不可能重合。设地球自转角速度为E ω，t 0时刻格林尼治恒星时为0G S ，则任一时刻格林尼治恒星时G S 可表示成： )(00t t S S E G G -+=ω （2） 在考虑地球自转时，星下点地心纬度? 与航天器赤纬δ仍然相等，星下点经度（λ）与航天器赤经α的关系为： ???=---=-=δ ?ωααλ)(00t t S S E G G （3） 将（1）代入上式，得到计算空间目标星下点地心经纬度()?λ,的公式，即空间目标的星下点轨迹方程为： ? ???=---?+Ω=)sin arcsin(sin )()tan arctan(cos 00u i t t S u i E G ?ωλ （4） 其中? 为星下点的地理纬度，λ 为星下点的地理经度，u 是纬度幅角，ωE 为地球自转角速度。由（4）中的第二式可知，i =90?时，? 取极大值?max 。i =-90?时，? 取极小值
fanuc伺服驱动器的常见故障(1)
FANUC交流速度控制单元有多种规格，早期的交流伺服为模拟式，目前一般都使用数字式伺服，在数控机床中，常用的规格型号有以下几种： 1)与FANUC交流伺服电动机AC0、5、10、20M、20、30、30R等配套的模拟式交流速度控制单元。它是FANUC最早的AC伺服产品，速度控制单元采用正弦波PWM控制，大功率晶体管驱动。在结构形式上，可以分单轴独立型、双轴一体型、三轴一体型三种基本结构。单轴独立型速度控制单元，常用的型号有 A06B-6050-H102/H103/H104/H113等；双轴一体型速度控制单元，常用的型号有A06B-6050-H201/H202/H203等；三轴一体型速度控制单元，常用的型号有A06B-6050-H401/H402/H403/H404等，多与FANUC 11、0A、0B等系统配套使用。 2)与FANUC交流S (L、T)系列伺服电动机配套的S (L、C)系列数字式交流伺服驱动器，它是FANUC中期的AC伺服产品，驱动器采用全数字正弦波PWM控制，IGBT驱动。其中，S系列用量最广，规格最全；L 系列只有单轴型结构，常用的型号有A06B-6058-H001-H007/H102/H103等；C系列有单轴型、双轴型两种结构，常用的单轴型有A06B-6066-H002-H006等规格，常用的双轴型有A06B-6066-H222~H224/H233、H234、H244等规格。 作为常用规格，S系列有单轴型、双轴型、三轴型三种结构，常用的单轴型有 A06B-6058-H001~H007/H023/H025等；常用的双轴型有A06B-6058-H221~H231/H251-H253等规格；常用的三轴型有A06B-6058-H331-H334等规格；多与FANUC 0C、11、15系统配套使用。 3)与FANUC α/αC/αM/αL系列伺服电动机配套的FANUC α系列数字式交流伺服驱动器，它是FANUC 当前常用的AC伺服产品，驱动器带有IPM智能电源模块，采用全数字正弦波PWM控制，IGBT驱动。FANUC α系列数字式交流速度控制单元有如下两种基本结构形式： ①各驱动公用电源模块(PSM)、伺服驱动单元(SVM)为模块化安装的结构形式，驱动器可以是单轴型、双轴型与三轴型三种结构。常用的单轴型有A06B-6079-H101~H106等，常用的双轴型有 A06B-6079-H201~H208等规格，常用的三轴型有A06B-6079/6080-H301～H307等规格，多与FANUC 0C、15A/B、16A/B、18A、20、21系统配套使用。 ②电源与驱动器一体化(SVU型)的结构形式，各驱动器单元可以独立安装，有单轴型、双轴型两种结构，常用的单轴型有A06B-6089-H10l~H106等规格，常用的双轴型有A06B-6089-H201~H210等规格，多与FANUC 0C、0D、15A/B、16A/B、18A、20、21系统配套使用。 4)与FANUC β系列伺服电动机配套的FANUC β系列数字式交流伺服驱动器，它亦是FANUC当前常用的AC伺服产品，采用电源与驱动器一体化(SVU型)的结构，驱动器带有IPM智能电源模块，采用全数字正弦波PWM控制，IGBT驱动。可以使用PWM接口、I/OLink接口，亦可以采用光缆接口。型号为 A06B-6093-H101~H104/H151~H154//H111-H114，多与FANUC 0TD、PM01等经济型数控系统配套使用。 5)与FANUC αi系列伺服电动机配套的FANUCα i系列伺服驱动器是FANUC公司的最新产品，它在FANUC α系列的基础上作了性能改进。产品通过特殊的磁路设计与精密的电流控制以及精密的编码器速度反馈，使转矩波动极小，加速性能优异，可靠性极高。电动机内装有脉冲/转极高精度的编码器，作为速度、位置检测器件，使系统的速度、位置控制达到了极高的精度。 α i系列驱动器由电源模块(PSM)、伺服驱动器(SVM)、主轴驱动器(SPM)等组成，伺服驱动与主轴驱动共用电源模块，组成伺服/主轴一体化的结构。伺服驱动模块有单轴型、双轴型、三轴型三种基本规格。标准型(FANUC αi系列)为200VAC输入，常用的单轴型有A06B-6114-H103~H109等，双轴型有 A06B-6114-H201-H211等，三轴型有A06B-6114-H301~H304等。高电压输入型(FANUC α i(HV)系列)为400VAC 输入，常用的单轴型有A06B--6124-H102~H109等，双轴型有A06B-6124-H201-H211等，目前尚无三轴型结构。FANUC αi系列交流数字伺服配套的数控系统主要有FANUC 0i、FANUC 15i/150i、 FANUC16i/18i/l60i/180i/20i/21i等。