柔性铰柔性杆机器人动力学建模、仿真和控制

本文探究了铰柔性对机器人动力学响应和动力学控制的影响. 首先, 建立由$n$个柔性铰和$n$个柔性杆组成的空间机器人模型, 运用递推拉格朗日动力学方法, 得到柔性机器人系统的刚柔耦合动力学方程. 在动力学建模过程中, 除了考虑杆件的拉伸变形、弯曲变形、扭转变形以及非线性耦合变形对机器人系统动力学行为的影响, 还考虑了铰的柔性对机器人动力学响应和控制的影响. 其中, 柔性铰模型是基于Spong的柔性关节简化模型, 将柔性铰看成线性扭转弹簧, 不仅考虑了铰阻尼的存在, 还考虑了柔性铰的质量效应. 其次, 编写了空间柔性铰柔性杆机器人仿真程序, 研究铰的刚度系数和阻尼系数对系统动力学响应的影响. 研究表明: 随着柔性铰刚度系数的增大, 柔性机器人的动态响应幅值减小, 振动频率变大. 随着柔性铰阻尼系数的增大, 柔性机器人的动态响应幅值减小, 振动幅值的衰减速度变快. 可通过调节柔性铰的刚度和阻尼来减小柔性铰柔性杆机器人的振动, 因此铰阻尼的研究具有重要工程意义. 最后, 研究了铰柔性在机器人系统动力学控制中的影响. 在刚性铰机械臂和柔性铰机械臂完成相同圆周运动时, 通过逆动力学方法求解得到两种情况下的关节驱动力矩. 研究表明: 引入柔性铰会使控制所需的驱动力矩变小, 对机器人控制的影响显著.      

航天器太阳阵多体展开的动力学分析

本文研究航天器太阳阵多体系统展开过程的动力学问题.文中引入 Denavit-Hartenberg 座标系及齐次座标变换理论对系统进行描述,应用 Kane 动力学方程建立了太阳阵展开和撞击动力学模型,编制了仿真软件 K-DIDAS,并对带大型太阳阵的航天器进行了多体系统展开动力学分析计算,给出了供工程应用的有关数据和参数.     

平面棱柱铰内考虑摩擦效应的接触分析

研究了多体系统中平面棱柱铰内的摩擦接触分析。在忽略铰内的碰撞效应的前提下,根据接触力系与约束反力的等效关系,以及各个角点接触力自身满足的互补关系,得到了接触力系关于摩擦力的线性互补方程。结合库仑摩擦定律,确定了铰内角点处的接触反力以及摩擦合力;另外,由接触力曲线可以得到铰内的接触形式,以及各个接触形式发生改变的时刻。通过ADAMS算例验证,这些接触形式转换的时刻就是铰内发生碰撞的时刻,为高效率地研究铰内碰撞提供了可能。     

考虑刚弹耦合作用的柔性多体连续系统动力学建模

基于Ｈａｍｉｌｔｏｎ原理建立起一般柔性体连续系统的动力学建模方法,进而以水平面内作大范围回转运动的柔性梁为例,在Ｅｕｌｅｒ－Ｂｅｒｎｏｕｌｌｉ梁模型的假设前提下,根据轴向不可伸长的柔性梁的几何约束条件;推导出作大范围刚体运动的柔性梁连续系统的一致线性化振动微分方程．采用假设模态法对其离散化,导出考虑刚弹耦合作用的柔性梁有限维离散化动力学模型．最后给出仿真算例,验证了该方法的有效性．     

含摩擦滑移铰平面多刚体系统动力学的数值算法

基于LuGre摩擦模型和线性互补问题(LCP)的数值算法,给出了具有双边约束含摩擦滑移铰平面多体系统动力学的数值算法.首先,根据滑移铰的特点,当间隙充分小时,将其视为双边约束,给出了滑移铰中滑道作用于滑块上的法向接触力的互补关系;LuGre摩擦模型能有效地描述机械系统中的黏滞与滑移运动,将该模型用于描述滑块与滑道间的摩擦力.其次,结合Baumgarte约束稳定化方法,应用第一类Lagrange方程,建立了该多体系统的动力学方程,给出了Lagrange乘子与滑移铰中作用于滑块上的法向接触力的关系式.然后,将滑块与滑道间多种接触状态的判断以及作用于滑块上的法向接触力的计算转换为线性互补问题的求解,并用常微分方程的数值算法求解该多体系统的动力学方程.最后,通过数值仿真算例揭示了滑移铰中滑块的黏滞与滑移现象,以及滑块在滑道内的多种接触状态;另外,在文中分别采用Coulomb干摩擦模型和LuGre摩擦模型,对算例中的某些工况进行了数值仿真,并且分别用本文方法得到的数值仿真结果与已有方法得到的数值仿真结果对比,表明了本文给出的方法的有效性.      

考虑摩擦特性的柔性关节空间机器人自适应CMAC神经网络鲁棒控制

讨论了关节摩擦力矩影响下,具有柔性铰关节的漂浮基空间机器人系统的动力学控制问题.设计了基于高斯基函数的小脑神经网络(CMAC)鲁棒控制器和摩擦力矩补偿器.用奇异摄动理论对系统的动力学模型进行快慢变子系统分解,针对快变子系统,设计力矩微分反馈控制器来抑制机械臂关节柔性引起的振动;对于慢变子系统,设计了基于自适应CMAC神...     

考虑摩擦动力学特性的渐开线齿轮润滑分析

以渐开线齿轮为研究对象,综合考虑齿面摩擦、油膜刚度和阻尼的影响,将摩擦动力学特性和齿面形貌考虑到有限长线接触弹流润滑理论(EHL)中,采用多重网格数值求解法获得了渐开线齿轮在不同啮合位置处的动载荷分布,压力与膜厚分布,并对比分析了干摩擦与润滑条件下压力分布的不同特征以及动载荷对油膜分布的影响.计算结果表明:低速时,动载荷接近稳态分布,在单双齿交替点有明显的高频冲击,随着转速的增加,动载荷变化趋于平缓;与干摩擦相比,润滑油膜可以减小最大压力峰值以及入口区和出口区的压力,但对粗糙峰凹谷处压力有所增加.沿啮合线方向,压力在节点位置附近达到最大值,膜厚受动载荷的影响较小,近似呈线性增加趋势.     

一道考虑摩擦的动力学习题的求解与分析

给出一个考虑摩擦的动力学习题及其对该题目的一般求解过程,并有针对性地设计两个不同问题,通过对设计问题的讨论,指出该题目看似正确的计算过程中隐藏的问题,并分析了产生问题的原因.     

考虑热应变的柔性并联空间机械臂动力学

研究考虑热应变的柔性并联空间机械臂动力学性态。用Jourdain速度变分原理建立各机械臂的动力学变分方程,在此基础上根据各物体之间的运动学约束关系,建立柔性多体系统的微分代数混合动力学方程。数值仿真结果表明,当温度升高时,机械臂的轴向约束力和中心刚体的质心运动速度均出现显著振荡,而适当减小温度变化率,可以有效地控制振幅。     

考虑关节摩擦的空间机器人动力学建模与参数辨识

研究了考虑关节摩擦影响的空间机器人系统的动力学建模与参数辨识问题．采用单向递推组集方法和虚功率原理建立了含有关节摩擦的多体系统动力学方程,推导了关节摩擦对系统动力学方程的贡献,采用基于腕力传感器信号和最小二乘法的辨识方法进行了系统惯性参数的辨识．数值仿真结果验证了数学模型的正确性与辨识方法的有效性．     

DEPLOYMENT DYNAMICS OF FLEXIBLE SOLAR ARRAYS CONSIDERING FRICTIONAL JOINT

研究了空间漂浮航天器太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合动力学问题. 基于Jourdain 速度变分原理和单项递推组集方法, 建立了太阳阵展开与锁定过程的刚柔耦合多体系统动力学模型,采用虚功率原理推导了铰摩擦对系统动力学方程的贡献. 在以上动力学模型中引入3-D 鬃毛摩擦模型来研究铰链的摩擦特性对太阳阵展开动力学的影响. 所建动力学模型的正确性通过与商业软件ADAMS 和NASTRAN 的联合仿真对比得到了验证,该模型能够有效地预测太阳阵的展开历程以及航天器姿态的动态行为.     

航天器挠性梁伸展动力学特性数值分析

利用动量矩定理推导出带挠性伸展梁航天器的姿态动力学方程,推导了梁质量微元的动力学方程.在梁等速伸展的情况下对动力学方程进行变换,通过Runge-Kutta积分法得出了数值解.结果表明:梁等速伸展时,其振动的振幅随其长度的增长而增大;随航天器初始姿态角速率的增大而增大;随伸展速率的增大     

航天器挠性梁伸展动力学特性数值分析

利用动量矩定理推导出带挠性伸展梁航天器的姿态动力学方程,推导了梁质量微元的动力学方程．在梁等速伸展的情况下对动力学方程进行变换,通过Runge-Kutta积分法得出了数值解．结果表明梁等速伸展时,其振动的振幅随其长度的增长而增大;随航天器初始姿态角速率的增大而增大;随伸展速率的增大     

含间隙铰接的柔性航天器刚柔耦合动力学与控制研究

大型柔性航天器展开锁定后,运动副中仍存在大量无法消除的间隙.铰链间隙直接影响柔性航天器的姿态运动和有效载荷的指向精度及稳定度,会对航天器的动力学特性造成较大的影响.针对这一问题,提出一种含间隙铰接的航天器刚柔耦合动力学建模与控制方法.首先建立含间隙的铰链精确动力学模型,从而构建含间隙铰接的柔性结构动力学模型.然后利用哈密顿原理和模态离散方法,建立含间隙铰接柔性航天器离散形式的刚柔耦合非线性动力学模型,采用Newmark算法对非线性动力学方程进行求解.基于压电纤维复合材料(macro fiber composite, MFC)驱动器构建航天器的刚-柔-电耦合动力学方程,采用最优控制设计控制律.分析了铰链参数、中心刚体转动惯量、间隙尺寸和间隙数目对航天器动力学特性的影响,着重研究了铰链间隙对航天器姿态运动和结构振动的影响作用.最后采用MFC驱动器对航天器施加主动控制.结果表明,铰链参数和中心刚体转动惯量影响航天器的固有频率;随着铰链间隙尺寸的增大及间隙数目的增多,航天器的整体刚度逐渐减小,而航天器的姿态角和振动位移响应不断增大;通过基于MFC的主动控制,能够实现含间隙铰接航天器姿态运动与结...     

DYNAMICS AND CONTROL OF RIGID-FLEXIBLE COUPLING FLEXIBLE SPACECRAFT WITH JOINT CLEARANCE1)

大型柔性航天器展开锁定后,运动副中仍存在大量无法消除的间隙. 铰链间隙直接影响柔性航天器的姿态 运动和有效载荷的指向精度及稳定度,会对航天器的动力学特性造成较大的影响. 针对这一问题, 提出一种含间隙铰 接的航天器刚柔耦合动力学建模与控制方法. 首先建立含间隙的铰链精确动力学模型,从而构建含间隙铰接的柔性结构 动力学模型. 然后利用哈密顿原理和模态离散方法,建立含间隙铰接柔性航天器离散形式的刚柔耦合非线性动力学 模型,采用 Newmark 算法对非线性动力学方程进行求解. 基于压电纤维复合材料 (macro fiber composite, MFC) 驱动器 构建航天器的刚-柔-电耦合动力学方程,采用最优控制设计控制律. 分析了铰链参数、中心刚体转动惯量、间隙尺寸和间隙数目对航天器动力学特性的影响,着重研究了铰链间隙对航天器姿态运动和结构振动的影响作用. 最后采用 MFC 驱动器对航天器施加主动控制. 结果表明,铰链参数和中心刚体转动惯量影响航天器的固有频率;随着铰链间隙尺寸的增大及间隙数目的增多,航天器的整体刚度逐渐减小,而航天器的姿态角和振动位移响应不断增大;通过基于 MFC 的主动控制,能够实现含间隙铰接航天器姿态运动与结构振动的协同控制,并缓解间隙对系统动态特性造成的影响.     

挠性多体系统动力学

本文以递推形式给出了挠性多体系统的动力学方程。此方程具有如下特点:(1)对整个系统而言,方程数目多,但递推的每一步只需要解低维的方程组,从而避免了高维矩阵的求逆,减少了计算量。(2)对不同类型的问题,方程形式具有很高的相似性,便于程序编制,各个需要求逆的矩阵都是对称正定的,这样减少了计算量和计算机内存单元。(3)这种方程形式处理非树形和带有约束条件的系统很方便。     

空间充气管展开动力学研究进展

最近空间充气展开结构引起了人们的广泛关注, 这是因为空间充气展开结构具有折叠体积小, 重量轻和展开可靠性高等优点, 于是一些空间计划也开始考虑利用充气展开结构的优势.然而, 在空间充气展开结构应用到太空之前还有一些重要的问题需解决, 其中之一就是控制和掌握充气展开结构的充气展开动力学特性.充气管用于驱动展开并支撑空间结构是一种重要的构件. 围绕充气管在展开过程中的动力学问题, 详细地综述了近20年来国际上的研究进展情况. 首先讨论了有关的充气展开模型, 包括非线性铰链模型、卷曲折叠管展开模型、控制体积模型、能量法模型和流-固耦合模型等.然后介绍了有限元模拟研究进展, 并分别评述了$Z$形、卷曲、多边形以及变直径伸缩等折叠管的充气展开实验研究. 文章最后指出了充气管的充气展开的理论、有限元模拟以及实验在今后值得关注的研究方向.     

柔性系统力学中的主要课题

本文对多刚体系统力学的研究结果进行简要的小结,介绍了柔性系统的力学模型以及该领域中的主要研究课题.     

空间折叠薄膜管的充气展开动力学实验研究

空间折叠薄膜管是空间充气展开结构的基本支撑部件, Z形折叠是充气展开管的基本折叠方式之一. 针对空间微重力环境, 建立了折叠薄膜管的充气展开实验系统, 采用气浮导轨, 解决了地面重力对充气展开过程的影响; 采用非接触式的光电测量方式, 有效地避免了接触式传感器对充气展开过程的干扰. 针对V形折叠薄膜管, 研究了不同的充气流量、薄膜管尺寸效应以及展开端有无有效载荷对充气展开动力学特性的影响; 通过实验研究, 选择充气流量、管子直径和载荷质量为主定参量, 对充气展开过程进行量纲分析和实验误差分析, 结果表明, 折叠薄膜管的充气展开最大速度与充气的体积流量成正比, 与管直径的立方成反比.      

DYNAMIC ANALYSIS OF SPINNING DEPLOYMENT OF A SOLAR SAIL COMPOSED OF VISCOELASTIC MEMBRANES

近年来, 可用于航天器推进的太阳帆自旋展开技术引起人们广泛关注. 这类太阳帆可视为由中心旋转毂轮、若干柔性绳索、太阳帆薄膜和集中质量等组成的刚柔耦合多体系统.为了对系统中的太阳帆薄膜进行建模, 提出了基于绝对节点坐标方法描述的黏弹性薄板单元, 并对其有效性进行了验证.针对简化的"IKAROS"自旋展开太阳帆系统, 采用结合自然坐标方法与绝对节点坐标方法的绝对坐标方法对其进行建模, 采用广义-α方法对大规模系统动力学方程进行求解.研究了黏弹性太阳帆薄膜自旋展开过程的动力学特性, 讨论了薄膜的黏弹性阻尼对自旋展开过程的影响规律.