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
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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
15 35
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
1 536
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。