机械毕业设计（论文）-气浮运动台机械装置设计【全套图纸】.pdf

哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 摘 要 伴随着中国航天技术的开发，航天器交会对接技术的发展迫在眉睫。航天器的交会对接应用技术研究过程中，验证控制系统方案设计，提高可靠性的飞船在轨道上，失去对飞机的控制，降低风险的正确性，半实物仿真测试系统是必要的。飞船在空间环境有两大特点：失重和真空，地面模拟试验设备，因此考虑引入空气轴承表中的半实物仿真系统（即气浮台）是重力加速度的影响下。气浮机由压缩空气形成的空气轴承和轴承之间的间隙膜，使所悬挂的空气轴承表抵消重力的影响，并实现近似的相对运动的摩擦条件下，模拟外层空间飞船干扰例句力学环境。由于飞船控制系统，气浮试验台可以模拟零重力条件下，航天器姿态动力学与控制系统研究的理想平台，在地面条件下在轨道上的航天器的姿态运动的物理模拟的核心部件。 为了研究多体卫星地面实物仿真测试方法，根据动量矩定理，文章建立了动力学理论刚体转动配件及三轴气浮台中心直接和级联情况下的动态模型和依据灵活的动力理论气浮台平台创建一个三度的自由度力学模型。根据动力学方程的旋转部分的质量特性的精确建模可以被分析和计算部件旋转的空气轴承表中对身体的运动特性。在这个过程中的姿态变化的气浮平台的质心变化的公式和所需的重量，基于空间飞行器的姿态动力学理论的空气轴承表平台失去平衡的时刻取得的公式推导出一个沉重的作用。平台重量变形有限元方法结构不平衡的点，探索结构上的不平衡力矩的方向刚度参数的参数值组合的概念提出的零平衡点的平台结构的不平衡力矩平台结构参数影响大小的关系，即灵敏度之间的平衡和不平衡力矩的平台的结构刚性。 关键词：气浮台；缓冲装置；转动附件；力矩陀螺；不平衡度 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) abstract along with the development of chinas space technology, spacecraft rendezvous and docking technology development is imminent. and docking related technologies are getting more and more complex. in the course of the study, the rendezvous and docking technology validation fluid control system thecorrectness, to improve the simulation system test is the necessary.reliability spacecraft in orbit in order to reduce the risk of aircraft control, physical simulation of the system test is necessary. space environment has two main characteristics: weight loss and vacuum. flotation units formed by compressed air gap between the air bearing and the bearing film, so that the suspension of the air bearing table to counteract the effects of gravity, and to achieve the approximation of the relative movement of the friction conditions, the analog outer space spacecraft interferencetorque mechanical environment. as the spacecraft control system, the the flotation test stand can simulate zero gravity conditions, the ideal platform for spacecraft attitude dynamics and control system, the core component of the physical simulation of the conditions on the ground in orbit spacecraft attitude motion. accordin to the thery on the spacecraft attitude kinetics the formual for the platform structure mass- center displaysment and for the counter- weight are deduced. therefor the calculation formula for unbalance torque arising form self- weight deformation of platform is obtained. can be analyzed according to the accurate modeling of the quality characteristics of the rotating part of the kinetic equation and calculate parts rotating air bearing table the motion characteristics of the body. the infulens of the parameters change on unbalance torque when the stifness in different directions of the platform structure is equal,is explord,and the concept of equilibrium point that makes the blance torque of platform structure become zero,is proposed. the reation between equilibrium sensitivity, i.e. the degree of influnce of platform structure parameter change on the unblance torque, and platform structure stiffness is analysis. the result shows there are many equilibrium point in a platform structure. at every equilibrium point, the influnce of a slight change in structure parameter value on the unblance torque arisen form the platform self- weight deformation may differ greatly. the higher the stiffness is the lesser the influnce of the struvture parameter change on the unblance torque will be. key words：air- beering spacecraft; buffer means; stiffness; moment gyroscope; satellites 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) i 目 录 第第 1 章章 概述概述 . 1 1.1 课题背景及研究意义 . 1 1.2 气浮台国内外研究状况及分析 . 1 第第 2 章章 气浮台的运动原理及平衡系统构成气浮台的运动原理及平衡系统构成 . 4 2.1 气浮台的运动原理 . 4 2.2 自动调平衡系统构成 . 5 2.3 基于动力学反演的自动调平衡方法 . 6 2.4 基于复摆模型的自动调节平衡方法 . 9 2.5 本章小结 . 12 第第 3 章章 气浮台机械装置设计气浮台机械装置设计 . 13 3.1 引言 . 13 3.2 气浮台平衡方案的选择 . 13 3.3 气浮台气路部分的设计 . 15 3.4 气浮台装载对中结构设计 . 19 3.5 本章小结 . 20 第第 4 章章 气浮台工作空间的数据分析气浮台工作空间的数据分析 . 21 4.1 引言 . 21 4.2 气浮台缓冲装置的方案与计算 . 21 4.3 气浮台工作空间部分零件的计算 . 27 4.4 本章小结 . 31 第第 5 章章 单框架控制力矩陀螺系统控制律设计单框架控制力矩陀螺系统控制律设计 . 32 5.1 引言 . 32 5.2 单框架控制力矩陀螺工作原理 . 32 5.3 单框架控制力矩陀螺力学特性及其框架角速率控制律研究 . 34 5.4 三自由度气浮台转动的控制仿真 . 35 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) ii 5.5 本章小结 . 37 结结 论论 . 38 参考文献参考文献 . 39 致致 谢谢 . 40 全套图纸，加全套图纸，加 153893706 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 1 第 1 章 概述 1.1 课题背景及研究意义 气浮台测试设备，卫星控制系统的物理环境中的地面重力场是非常重要的。可以避免一些实物部件很难建立准确的数学模型的困难。对于检验实际控制系统的功能和性能，验证控制系统方案设计的正确性具有极其重要的意义。由于重力场的影响， 目前三轴气浮台并不能直接的进行带有挠性附件(如太阳能帆板)的多体卫星全物理仿真实验，一般采用单轴气浮台来进行对挠性附件的动力学特性的模拟1- 2。对于带刚性附件的三轴气浮台仿真也有需要继续研究。气浮台系统台上的转动附件一般都按照一定的规律运动，部件转动时的角加速度和角速度都是已知的。本文根据动量矩定理,经过详细的推导给出了带刚性转动附件的三轴气浮台动力学模型,且分析了附件运动对气浮台本体的影响。三自度气浮台是目前国际上采用的最先进的卫星姿态控制系统全物理仿真设备，它可以在地面上更真实地模拟卫星在空间的动力学、动量交换、动量祸合，从而及时发现实际模型可能存在的问题3。浮台在国外卫星运动姿态的研究中得到了广泛的应用4- 6。中国从上世纪60 年代末研制的第一代三自由度气浮台退役后，由俄罗斯引进一台大型的三自由度气浮台，这台气浮台主要用于大型航天器姿态控制系统的全物理仿真实验7。而对于我国目前蓬勃发展的微小卫星研究还缺少与之配套的第二代微小卫星姿态仿真三自由度气浮台。三自由度气浮台是模拟卫星平浮台，通过压缩空气在气浮球轴承与轴承座之间形成气膜。 1.2 气浮台国内外研究状况及分析 1.2.1 交会对接技术的国内外研究历史与现状 国外交会对接技术的应用与发展 从上世纪六十年代美国双子星座- 8 飞船和阿金娜号火箭成功在世界第一次由宇航员参与下的空间手控交会和对接后，全球完成在轨交会对接已多达有 300 多次8，主要有美国、俄罗斯、日本及欧洲航天局等。由于高精度的交会对接控制的难度和安全经济因素，多自由度的交会对接几乎均采用的系统仿真方法的要求9，以确保其技术性能和可靠性的要求。 美国宇航局(nasa)在 60 年代到 70 年代，其主要为阿波罗载人飞船交会对接进行仿真技术研究，包括 60 年代末期阿波罗飞船的登月舱和指令服务舱在月球轨哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 2 道实现交会对接，70 年代美国第一个空间站一一天空实验室和阿波罗飞船进行了交会对接。在 1985 年前后，提供航天飞机和阿尔法国际空间站的交会对接的仿真技术研究和设备研制。在 1999 年 “轨道快车”计划在美国国防高级研究计划局（darpa）被公布10，以此来达到轨道补给和修复与重建技术的研究和发展的未来空间，以及在轨飞行演示和验证的技术项目的发展的目的。 2005 年发射了“自主交会技术演示”（dart）卫星11。dart 飞船将进行无人控制计算机和传感器，执行所有的集合，其主要任务是在轨道上，一个称为“多波束超距离通信微卫星”一系列的自相交，接近和围绕飞行，如图 1- 1。 图 1- 1 “轨道快车”及 dart 的交会示意图 从在轨交会对接次数和空间交会对接的技术成熟程度来看，俄罗斯（前苏联）居于世界首位，1967 年前苏联成为第一个实现无人航天器自主交会对接的国家。而在 1986 年拥有 6 个对接口的和平号空间站在前苏联发射成功，其在 2001 年坠毁之前，与它进行的交会对接达到 30 多次。和平号空间站的交会对接活动，促进世界的交会对接技术提高到一个全新的水平。俄罗斯联邦空间局于 2004 年开始与德国 eadsst 联合德国宇航中心（dlr） 、加拿大空间局进行合作展开自由飞行机器人系统 tecsas(technology satellite fordemonstration and verification of space systems)研究。实验项目演示包括：接近和交会、编队飞行、机械手抓捕等。 早在 1970 年后期欧空局开始交会对接模拟技术的研究和模拟设备的发展，建立了交会对接的一个数学模型，并在实践中应用。atv 是欧洲自开展航天研制以来技术最为复杂的航天器12。atv 发射质量预计为 20.75t，使用特别改装的阿里亚娜- 5 运载火箭发射系统，与“国际空间站”对接。其主要用途是向“国际空间站”运送重达 10t 以上的给养和物资。atv 要同空间站逐渐缩小距离，接近 3 次后完成对接。如图 1- 2。 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 3 图 1- 2 atv 与国际空间站示意图 国内气浮台的应用与发展 中国于上世纪 60 年代末研发了第一代三轴卫星仿真气浮台，现已退役。虽然我国正在快速发展卫星研究支持物理模拟试验，但与微小卫星全物理仿真试验配套的第二代三自由度气浮台还需要迫切研究。随着我国日渐发展的航天技术，许多单位已经开始研究多自由度气浮台，且取得了一些成绩。 北京控制工程研究所开展应用单轴和三轴气浮台卫星控制系统的仿真研究，开展了卫星动量轮控制系统仿真和单轴空气轴承表卫星控制方法灵活的结构，物理模拟研究，完成了多体卫星复合控制物理模拟试验;开展了大型航天器单框架控制力矩陀螺控制系统物理仿真试验研究；空间太阳望远镜高精度姿控系统单轴气浮台物理仿真试验研究；东方红四号卫星控制系统全物理仿真试验等17。 西北工业大学以航天器的姿态运动与工程背景，具有三个自由度浮选机的物理测试平台，研究三度自由惯性气浮台测试问题浮选测量和控制系统软件的设计和开发，也是在浮选阶段的研究和验证混沌控制与反控制的问题18。 哈尔滨工业大学于 2004 年引进德国气浮 microsim 五度自由仿真测试系统，用于进行小卫星编队飞行关键技术的研究，以及完整的物理模拟试验空间交会飞船对接物理仿真系统的整体设计和功能的验证测试。 气浮台技术发展的趋势就台体自身而言是增加其运动自由度，如六自由度气浮台的研发及加装机械臂等技术手段，就试验内容而言是多气浮台构成编队进行联合仿真试验。 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 4 第 2 章 气浮台的运动原理及平衡系统构成 2.1 气浮台的运动原理 如图 2- 1 是一个旋转部件的三轴气浮台示意图。图中，b0 为气浮台底座,b1为中心刚体,与底座以气浮球铰 o1 联接,b2 为中心体上的转动附件，与中心体 b1以铰 o2 联接,b2 可绕 e(2)z 轴转动。 c1 和 c2 分别为刚体 b1,b2 的质心， d11、 d12、d22 分别为从内接铰点指向外接铰点或质心的通路矢量，p1、p2 为转轴基矢量。以 o1 为原点,建立中心体的连体坐标系,称为本体坐标系 oxyz,定义广义坐标 、 、 为本体系和地面系 oxyz 的 3 个欧拉角(偏航角、滚转角、俯仰角), 为刚体 b2的转动角。 图 2- 1 带一个旋转部件的气浮台 以 p2 为 z 轴,铰 o2 为原点,建立转轴基坐标系,转轴基坐标系与气浮台的本体坐标系的差别是安装矩阵 q2。以 p2 为 z 轴,铰 o2 为原点,建立刚体 b2 的连体坐标系,该坐标系与转轴基坐标系的夹角为 。1 是中心刚体的角速度在本体坐标系中的投影，2 为刚体 b2 绕其本体轴 z 轴的角速度,定义在刚体 b2 的连体坐标系中，即 2=0 0 0 t。2 为刚体 b2 的角速度在本体坐标系中的投影。 w=ltqtww2212 (2- 1) ltqtwwltqtww22112212w= (2- 2)哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 5 式中 lz=lz()为绕 z 轴的旋转矩阵。若 d22 为刚体 b2 的质心在与铰 o 固联的转轴基坐标系中的矢量,则 d22=qt2ltzc22,c22 为 b2 质心在其连体坐标系中的矢量。所以,转动附件的质心在本体坐标系中的位置、速度和角速度的表达式分别为： 22122ddcr+= (2- 3) 2221212dwdwcr+= (2- 4) )222(222)121(112112dwdwdwwdwr+= (2- 5) 2.2 自动调平衡系统构成 自动调平衡系统通常先计算出质心到转动中心的偏差，然后通过调节配重砝码的位置来调节台体的质心位置，因此系统包括测量计算系统和调平衡执行系统图为三轴气浮平台结构简图。 2.2.1 测量计算系统 1- 配重块；2 水平调节滑块；3- 测量系统；4- 星载计算机；5- 竖直调节滑块； 6- 测量系统；7- 测量系统；8- 球面气浮轴承；9- 轴承支撑组合件；10- 基座 图 2- 2 三轴气浮台结构图 测量计算系统通过测量台体运动姿态来计算台体质心偏心距。系统由以下部分组成：(1) 惯性测量单元、包括倾角仪、陀螺仪以及加速度计。陀螺仪采用光纤陀螺仪。(2) 三轴磁强计、用于测量台体的姿态角。两种测量单元可以互为补充和校正，为减小数据传递中的误差,采用 rs232 串口通信模式。(3) 台上计算机，读取姿态传感器数据，完成与台下计算机的数据通信以及对执行器的数据输出，采哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 6 用无线网络通。(4) 地面计算机，用于处理姿态信息，完成数据计算、显示以及发送指令。通过无线网络与台上计算机通信。 2.2.2 调平衡执行系统 调平衡执行系统通过电机带动配重砝码定位移动来实现调整台体整体重心偏移。图 2- 3 为三轴调平衡系统执行器结构简图。 图 2- 3 调平衡执行装置 2.3 基于动力学反演的自动调平衡方法 在台体转动中心建立惯性坐标系，在台体上建立结体坐标系，推导平台运动方程： qf+qf-q-qf-qf+qf=)cossincoscos()sincossin(cossincos(22rrimgrrimgrrimgwyxxyxzzxyy (2- 6) 其中： 为俯仰角； 为翻滚角;rx、ry、rz 分别为平台质心与转动中心的偏心距。式(1)成立的条件是台体旋转中心静止，台体被看作刚体且忽略除重力矩以外的不平衡力矩。 对式(1)在 t 内积分,t 的大小与平台偏心距、测量系统精度以及角速度大小有关，t 偏大会导致积分误差偏大,t 偏小则可能使测量系统的误差放大。 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 7 =dddrzryrxzyx032312302113120jjjjjjwww (2- 7) 2.3.1 矩阵的奇异性 式中系数矩阵为奇异矩阵，无法求解,因此取不同时间段，将不同时间段的方程写入矩阵中，则可写 =dddrzryrxtttttttztytx023223112301210130120210jjjjjjwww (2- 8) 式(2- 7)可简写为 llwrd=f (2- 9) 0)()()()()()(232121013231123012fff+fff=fttttttl (2- 10) 故lf为非奇异矩阵，式(2- 8)可解。 2.3.2 积分参数的选取 设 r 的误差为 r, 的误差为 res,故有 r - 1lres (2- 11) 实际上,r2即为台体质心到转动中心的偏心距。故取二范数固定 t0 点，在一定时段内选取 t1、t2,使l2 最小.对其求解即可得到 r，而 r 的误差计算公式为 r2min( - 1l2)res2 (2- 12) 式中 t0、t1、t2 的选取会直接影响 r 的误差大小。取 t0、t1、t2 为等间距点。 分析下面两种情况下的误差： (1) 积分起点(t0)确定,求不同时间间距对误差的影响；(2) 时间间距确定，求不同起点对误差的影响。仿真参数为： m=300kg， g=9.8m/s， ixx=18 kgm， ixy=0.4kgm， ixz=- 0.5 kgm， iyy=19 kgm2，iyz=0.126 kgm，izz=30kgm，rx=3.210- 9mm，ry=0.710- 9mm，rz=510- 6mm，x0=0，y0=0，z0=0，0=0，0=5。 对仿真数据确定积分起点，对不同时间间距进行计算,计算结果如表 2- 1 所示。 表 2- 1 不同积分步长的计算结果 间距 l2 步长 s/ 1 0.08 5 1022- 10 1082- 20 1023- 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 8 对仿真数据，确定时间间隔(20s)，对不同起点进行计算，结果如图 2- 2 所示。 表 2- 2 不同积分起点的计算结果 间距 l2 积分起点)/(oq 5 1023- 4 1063- 3 1053- 2 1053- 从表 2- 1、2- 2 可以看出，不同时间间距和积分起点对l2有较大影响。在不造成较大的积分误差情况下，时间间距越长， 的误差对 r 的影响相对越小。因此有必要在所采集的实验数据中进行寻优，找出最适合的数据用于求解式(2- 3)。 2.3.3 调节过程 系统通过重复采集姿态信息质心计算调节配重砝码，可以逐渐将台体质心调节至转动中心。 图 2- 4 调解过程中的质心偏移 由于需要采用多个计算点,因此每次调节过程所需时间主要依据计算选取的点数和步长而定，图 2- 4 中每次调节时间为 100s 左右，质心调节到 3m(不平衡力矩为 10nm)不超过 600s。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 9 2.4 基于复摆模型的自动调节平衡方法 基于动态逆方法需要使用速度传感器 （陀螺仪） ， 高精度的陀螺仪的价格较贵，从而导致在浮选平台的成本的增加。如果用其他的方法获取速度信号会导致精度下降，同时算法也较复杂，数值计算精度难以保证，因此采用一种基于复摆模型的自动调节平衡方法。 2.4.1 调节原理 台体绕转动中心转动,其运动称之为 3d 摆。台体绕固定轴小角度转动时,运动则可视为复摆运动，通过复摆周期公式，可以估算等价摆长，即台体质心在摆动平面内的投影；通过平衡点的倾角值，可以计算出质心在摆动平面内投影的初始位置，从而得到执行器的调节量。假设手动调节已经将重心调节至水平面以下，水平面目测已基本调平(台体静止时水平面倾角小于 5)。在小角度摆动时，参照复摆模型，周期估算公式为 t=2i/mgr.其中：r 为台体偏心距；i 为转动惯量。利用matlab 进行运动仿真。 表 2- 3 仿真参数及结果 曲线 mmr2 根据偏心距计算不平衡力矩)/(mn 摆动周期 s/ 根据仿真曲线周期估算的不平衡力矩)/(mn 1 1086- 0.02500 170 0.02500 2 1087- 0.00250 530 0.00250 3 1026- 0.00062 1060 0.00063 从表 2- 3 可以看出,通过仿真曲线周期计算出的不平衡力矩与通过偏心距计算出的不平衡力矩基本相符。因此可以通过摆动周期来估算偏心距。图 2- 5 为气浮台运动仿真曲线。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 10 图 2- 5 气浮台运动仿真结果 当台体中心通过 z 轴时，台角加速度为零。图 2- 6 为力学示意图。 图 2- 6 质心通过 z 轴的示意图 由图 2- 6 知 x 轴偏心距可表示 atanrzrx= (2- 13) 同理，y 轴偏心距可表示为 btanrxry= (2- 14) 通过周期测出的偏心距为 basinsinzrzryrxrr22122222+=+= (2- 15) 由于 、5,则 rzr。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 11 2.4.2 调节过程 由式（8）（10）可知，偏心距在各轴的分量可以通过周期进行估算并进行台体运动中平衡位置的倾角值得到。调节过程如图 2- 7 所示。 图 2- 7 调平衡流程图 2.4.3 调节结果 图 2- 8 为四次调节 x 轴过程中角加速度与倾角的曲线。不平衡力矩结果如图2- 8 所示， 实验结果表明， 经过一定次数的调节后可将不平衡力矩调节至。 由于需要通过摆动周期确定偏心距，因此调节过程所需要的时间应根据精度确定。图 2- 8 所示调节过程所需时间大约为 3000s。 图 2- 8 不平衡力矩调节结果 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 12 2.5 本章小结 本章主要介绍了气浮台的运动原理及平衡系统的构成，又分别的介绍了测量计算系统，调平衡执行系统，基于反演的自动调节平衡的方法，矩阵奇异性，积分参数的选取，调节构成和调解结果。为后面内容做了铺垫。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 13 第 3 章 气浮台机械装置设计 3.1 引言 三自由度气浮仿真平台是为了实现对卫星等航天器在太空中的轨道和姿态运动进行地面仿真关键设备，本章在分析国内外已经研制成功的三自由度气浮仿真平台的基础上，提出了一套平台的构造方案，并针对其中机械结构、气浮系统、调平衡系统和冷气推进等子系统进行了相应的设计工作。 3.1.1 气浮台系统总体方案设计 气浮台总体的组成是由实验气浮台，缓冲装置，承接对中装置，支撑座，操作台，基础座。缓冲装置位于气浮台上方，主要是起到缓冲的作用以免受到碰撞损害装置。三自由度气浮平台多采用上下两个平台的结构。其中上平台为姿态平台简称 ap 平台，下平台为平动平台简称 tp 平台。在这种结构中 ap 平台采用球面气浮轴承支撑，可获得三个方向的自由转动。三个平面空气轴承被安装在下部的平台中的测试气体的 tp 浮选站到高压空气支承面， 经由轴承的气体喷射孔之间的轴承并形成一层大理石平台气膜，这层空气膜浮选机的使用将能够浮动，形成低摩擦气体润滑。 在中间一列安装在 tp 平台支持相同的高压气体的球形空气轴承滚珠轴承孔球面浮选柱，喷射，球在 ap 平台的之间半球之间的气膜，这层的底部空气薄膜浮动半球和整个 ap 平台。ap 的工作，高压的气体从孔口喷出的空气轴承，该轴承的书桌表面的下表面形成一层膜，浮在空气轴承表和形成气体润滑的低摩擦。3d 理论，精确度和均衡器，可以调整平台的质量大致一致的筒状的空气轴承的球体中心，它可以模拟微重力环境下的空基的中心的位置。 喷气系统产生的控制力，通过圆柱气浮轴之间气膜的传递作用，通过整个气浮台实现平面的的运动和绕球心的运动，从而实现三自由度的运动。 3.2 气浮台平衡方案的选择 气浮台通过压缩空气，使气模在气浮轴承与轴承座之间形成，将模拟平台浮起，以达到近似零摩擦的相对运动条件；和卫星控制系统半实物仿真物理模拟实验相比，不需要计算机模拟，模拟完全由气浮单元，该控制系统使用的部分或全部的物理组件，并放置浮选阶段，组合物和卫星的卫星动力学相同的模拟闭环控制系统，利用实际控制法，实际完成浮选机组运行软件的姿态控制21。如图 3- 1哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 14 所示，为了模拟三个自由度气浮台的地面，卫星的姿态运动系统的配置的概略图，不仅需要其旋转中心与重心重合，并要求各轴的空气轴承表与相应的卫星等于为每个轴的转动惯量，以 1:1 的仿真。三度自由浮选机的主要目的是模拟环境无干扰力矩在外层空间的卫星姿态运动。从而减少干扰的地面环境中的瞬间气浮台技术中的关键问题。用气浮台模拟卫星姿态过程中的最主要的干扰力矩是重力矩。最初的地面仿真平台都是用手动实现平衡的调节的，手动操作简单易操作，只需要调节人员的耐心和操作技巧。但是由于手动的时间较长而且还是用目测的方式观察测试结果，这样一来就延长了操作的时间，在调节的过程中也重复的操作，往往调节结果满足不了实验的要求。 1- 台上仿真控制系统；2- 地球模拟器；3- 太阳模拟器；4- 测量角速度系统； 5- 自动平衡机构；6- 测控计算机；7- 球面气浮轴承；8- 测角系统； 9- 冷气喷气模拟装置；10- 台体；11- 轴承支座；12- 千斤顶装置；13- 机座 图 3- 1 三自由度气浮台全物理仿真系统配置示意图 在手动调节平衡的基础上发展起来的自动调节平衡大大提高了调节精度，同时也缩短了调节时间，自动调节平衡系统可以根据姿态敏感器测得的相关数据自动计算出中心位置并能校正中心相对于转动中心的偏差，使重心与转动中心的距离很小。自动平衡系统和手动相比较有很大的优势，自动调节平衡可以再十几分钟内完成。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 15 3.3 气浮台气路部分的设计 3.3.1 供气系统设计 气浮供气系统采用高压储气、 减压供气方案。 储气部分由 2 只 5l 储气瓶组成，储气压力设计为 30mpa。减压供气采用高低压双减压阀方案，即先采用高压减压阀将压力减至 1mpa0.9mpa，再由低压减压阀减至球面气浮轴承和平面气浮轴承所需的压力。 计算气瓶内初始气体密度 000zrtp=r (3- 1) 式中：0气体初始密度，kg/m3 p0气体初始压力，pa； z压缩系数,无量纲； t0气体初始温度，k。 放气过程按等熵过程计算，则由等熵关系可得放气终止瓶内气体密 710100=pprr (3- 2) 式中：1放气终止时气体密度，kg/m； 等熵指数。 计算总放气质量 vm)(10rr -=d (3- 3) 式中：m放气质量，kg； v储气瓶总容积，m3 计算总放气质量流量 60vbmqqr= (3- 4) 式中：qm总的质量流量，kg/s； b空气的标准密度，kg/m； qv总体积流量，m3/s。 计算总放气时间： vbmqv)(qmtrrr1060-=d= (3- 5) 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 16 利用式(3- 1)、(3- 2)计算气瓶中气体密度，利用(3- 5)计算总放气时间。 计算参数选用表 3- 1 中数据,如下表所示。 表 3- 1 放气时间计算参数表 参数 数值 参数 数值 0r 30mpa 1r 1.5mpa z 1.1 r 287nm/(kgk) t 300k v 10l vq 24l/min r 1.4 将表 3- 4 中数据代入式(3- 1)、(3- 2)、(3- 5)计算可得 t=5714 s 即 95min，经过上面的计算可知采用这种储气供气方式完全能够满足设计要求。 3.3.2 气足的结构设计 本小结主要介绍气足部分的设计，考虑到气浮台在放置时的平稳性，采用如图 3- 2 所示的三气足支撑的结构： 图 3- 2 气足结构示意图 考虑气足各向运动的摩擦阻力相等，气足设计成中空环形结构，在承载量不变的情况下， 自重最轻。 此外， 环形结构有利于气体的排出， 避免产生“涡流”和“哨叫”，加工的工艺性最好，精度也可以保持最佳，可以确保气足的工作性能。环隙节流器采用嵌入式结构， 过盈配合， 以防漏气或在气压作用下脱落。 如图 3- 3 所示。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 17 图 3- 3 环形状气足结构示意图 气足在设计时要考虑到以下几点：(1) 根据实验技术要求，按最佳承载能力优化设计，并兼顾气足的动态稳定性；(2) 考虑气膜动态稳定性，采用环隙节流器，以确保不发生“气锤”现象，气膜震荡及其他不稳定问题；(3) 由于采用高压气瓶作为气源，其供气压力存在不大的压力变化范围，因此在设计计算中应保证在压力变化范围内，气足仍保持足够的承载能力；(4) 气足设计不仅要保证自重较轻，而且要有较高的制造工艺性；(5) 气足材料选择 38crmoal，这种材料渗氮性能好，尺寸稳定性较佳，其工作表面硬度可满足工作要求。 3.3.3 气足和气浮轴承设计原则 空气静压气足（组合结构）及气浮轴承设计原则是：在保证承载能力的前提下，采用较厚气膜，其优点是：(1) 大幅度改善了加工和装配的工艺性。对气足、轴承及大理石平台的精度（特别是形位精度）如：尺寸精度，不圆柱度精度，不平面度精度以及粗糙度等均有所适度降低。此外，厚气膜还可容纳气足及轴承系统的受力变形，从而提高了工作的可靠性。(2) 厚气膜可以减少气足及轴承的摩擦阻力和摩擦力矩，是喷嘴的喷。(3) 厚气膜相对应的节流孔直径也稍大，气体中的杂物不易堵塞气足和轴承，增加了工作可靠性。(4) 如果气足及轴承所受载荷估算不准确，产生超重情况，这时气膜会变薄，从而承载能力骤增，来平衡增大的超重载荷。由于气膜属于厚气膜，具有容纳减薄的空间；反之，原始设计较薄，当超载时气膜减薄的容纳空间较小，常发生直接接触而磨损，使气足和轴承无法工作。 3.3.4 冷气推进系统设计 冷气推进系统是平台运动的动力，驱动平台实现三自由度运动。系统的驱动力越大、一致性越好、稳定性越高，平台的性能也就越好。同时为了避免出现过于复杂的控制策略，冷气推进系统应该尽量做到解耦各个方向的运动。故要求各哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 18 个喷嘴输出力具有大喷力、高一致性和高稳定性；喷嘴的布置应该尽量实现运动解耦。 3.3.5 系统喷嘴时间计算 系统中主要构成元件包括高压储气瓶、喷嘴、减压阀、开关阀、缓冲罐等。它采用两个高压储气罐 t16.8l 铝内胆碳纤维全缠绕复合气瓶安装并联，实现从生产过程中采用先进的技术和材料，如气缸压力高，重量轻，安全性能好，环境适应性强耐热性好等特点。两个气瓶对称布置统一充气与放气，两部分管路完全对称减少因管路长度不同而出现两瓶气体使用不均匀的现象，气瓶照片与安装方式如图 3- 4 所示。 （a）高压储气瓶 （b）储气瓶连接图 图 3- 4 高压气瓶与其安装结构 为了获得更好的驱动能力本课题为冷气推进系统设计了一种喷嘴，这种喷嘴具备 laval 喷嘴的收缩加扩张的基本结构，同时为了便于制造加工将复杂的 laval曲线用多段直线进行了拟合，这种喷嘴的结构如图 3- 5 所示。 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 19 图 3- 5 喷嘴结构图 喷嘴结构图从图中可以看出， 喷嘴采用4段直线拟合出laval曲线的基本特征，经过理论计算与实验测定得出喷嘴出口能够获得超声速的气流，实测喷力为 1n、流量为 92l/min 下面计算单喷嘴连续喷气时这套系统能提供的工作时间喷气过程按等熵过程计算，计算参数如表 3- 2 中所示。 表 3- 2 放气时间计算参数表 参数 数值 参数 数值 0r 30mpa 1r 1.5mpa z 1.1 r 287nm/(kgk) t 300k v 13.6l vq 92l/min r 1.4 将表中代入公式(3- 1)、(3- 2)、(3- 5)计算得 t=2025s，即 34min。由于在试验过程中喷嘴的工作方式不会是连续喷气的，只有调整姿态的过程中断续的工作，所以可知，这种储气供气方式能够达到冷气推进系统的设计要求。 3.4 气浮台装载对中结构设计 平台在安装设计时，球铰是否能够保证精确的对准也是我们设计工作中的重点和难点，所以为了保证球铰能够精确对准，采取了以下设计。 在整个设计安装的过程中，在平台的下面设计安装一个有三条的支撑腿（主哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 20 要由蜗杆驱动）来支撑平台，这样设计的主要原因在于结构简单不复杂，这样使其在安装的过程中才能保证其平稳性。三条腿在设计时的高度也不是固定不变的，而是可以伸长到一定的高度，这样设计的好处在于可以随时调节高度使其支撑平台。在平台的上面有三个固定的球窝，球窝与腿端的球面互相配合，三点确定平台位置的对准。 3.5 本章小结 本章主要围绕气浮台的机械装置组成，分别介绍了气浮台总体方案设计，气浮台平衡方案的选择，气浮台气路部分的的设计；针对气浮台的气路部分，完成了气浮台供气系统的设计和气足的结构设计。所有的实验方案再通过实验验证中，均能满足要求。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 21 第 4 章 气浮台工作空间的数据分析 4.1 引言 气浮台数据的分析结果对于整个实验的操作系统的分析是十分重要的环节，也是整篇文章的重点之一。在实验中我们可以根据实验的数据分析结果来判定实验的过程中存在或出现的问题以至于我们及时的改正免于发生严重的后果。 4.2 气浮台缓冲装置的方案与计算 4.2.1 千斤顶的方案与计算 方案一未加圆环 (1) 横向位移 千斤顶上端的横向位移主要由变形与间隙造成，由主要的几项表示为： 4321dddd+=d (4- 1) 式中：1d!杆变形。杆径140f，壁厚12=d； 2d导套间隙产生的上端横移。配合67140ghf，配合长度 200mm； 3d外套筒变形； 4d螺栓变形导致。 图 4- 1 千斤顶 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 22 杆变形 ejlf331=d (4- 2) 式中：f=500n mml710=，图中测量。 ampm/nge.521012210= 434444105 .9969)116140(64)(64mmddj=-=-=ppmmejlf00005652. 0331=d 导套间隙产生的上端横移，2d设初始同心，消除间隙后杆偏转q角。 最大间隙mm.max0790=d 图 4- 2 千斤顶 =d=0226302000790.arctanlmaxarctanq (4- 3) mm.tan)(359502007102=+=qd 3d，外套筒 200mm 滑移配合处上下受力为1q与2q nfq22755002009102002007101=+= nfqq177512=-= 46108424144417264mm.)(j=-=p 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 23 mm.ejlqejlq0325706108425101233640177538402275332233113=-=-=d (4- 4) 4d螺纹连接参数： 12m，8=z，直径2040=d 力矩： mmn)(nm=+=775000840710500 图 4- 3 千斤顶 图 4- 4 螺杆 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 24 变形最大螺杆受力 n.)cos(lmlfimaxmax518994510241022102775000222=+= (4- 5) 螺栓最大变形 0maxmaxaehfl=d (4- 6) 连接螺栓长度 mmh48= 螺栓小径面积 22210214.804106.104mmda=ppmmaehfl0054. 00maxmax=d (4- 7) 接合面转角 =d=0304. 02/arctan0maxdlg (4- 8) 上端横移 mm08205. 0tan)840710(4=+=gd 上端横向位移： mm4744. 04321=+=ddddd (4- 9) 上端横向位移主要是2d导套间隙产生的上端横移。 (2) 改用直线轴承 直线轴承选用：thk 公司 lm120uu。 基本参数： 外套长 l=200mm，杆径 d=120mm，轴承长度 b=158mm， 滚珠列数 z=8，滚珠直径wd =14.288mm（安装同直径的滚动花键推测） 受力模型： 杆上端受力 f，使杆偏转，f 对直线轴承中心力矩与轴承上下滚珠变形产生的力矩平衡。滚珠受力变形如图 4- 5。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 25 图 4- 5 受力图 分析设杆为理想形状，滚珠变形。初始时间隙为零。 由赫兹公式，球受力变形为3/2cf=d，根据径向球轴承球变形公式，将其用于直线轴承时变形公式为： wadfsin.2030000440ad = (4- 10) 上下两端滚珠变形最大，由(b)图，任意滚珠变形为： 022awwaidzd)iz(dd-= (4- 11) （a）轴向滚珠受力变形分布 （b）轴向滚珠受力变形计算 （c）径向滚珠受力变形 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 26 对应的作用力为： 23023023230022/a/aii/azizfzizccf,cf-=-=ddd (4- 12) 由 8 列滚珠，每列中心角 45 度，主变形（最大变形）外的滚珠有 4 列变形，对应变形为： =454500cos,cosaiaiaadddd 这 4 列滚珠受力为： =4545232300/ii/cosff,cosff 滚珠变形反力与外力矩平衡，即： )4521 (0)9(8(23)7(6(23)5(4(23)3(2(23) 1)(4521 (0)9(45cos4)7(45cos3)5(45cos2)3(45cos1) 1(45cos0 2)9(4) 1(2)7(2)5(1) 1(0coscos2121kdwfzzzzzzzzzzzzzdwfdwzfdwzfdwzfdwzfdwzfdwzfdwzfdwzfdwzfdwzfm+=-+-+-+-+-+=-+-+-+-+-+-+-+-+-+-=ooooooo） )45cos21/(2/50kdmfw+= (4- 13) mmnm=+=394500)2/158710(500 477.2022311342311562311782311910=+=k nkdmfw45.732477.20)45cos21/(288.14394500)45cos21/(2/52/50=+=+= 滚珠最大变形 mm01473. 020390sin00044. 00=wdfad (4- 14) 杆转角参见(b)图 =010686. 01582arctan0adq 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 27 上端横移 mm.tan)/(1475021587102=+=jd 直线轴承时最大横移 mm.2620504321=+=ddddd 方案二加加强筋（圆环） 加上圆环后，外套变形03d，螺栓变形04d 上端横移为 mm3596. 0 21=+=ddd （200mm 滑套） 或 mm1472. 0 21=+=ddd （直线轴承） 4.2.2 丝杠轴承的计算 改用“7603055tn”滚珠丝杆轴承。 其参数：d=120mm，b=29mm， 当量动载荷计算式： frfapfrfafrfafrxfaypyxfrfa+=+=92. 0,17. 2,55. 0, 9 . 1,17. 2 设轴承受力：轴向力，径向力，平均转速为n。 安装采用 df(两轴承正装)，轴承寿命 hnnpcnlah33333108 .988102010781667016670= 安装采用 tft(三轴承)，轴承寿命： hnnpcnlah33333104 .42821020107863. 11667016670= 4.3 气浮台工作空间部分零件的计算 支撑杆的受力： 限位接触为碰撞，设初始srads/035. 0/20=w，终止时0=w，转动惯量为25000mkgjz=（z 为转动轴线） ，碰撞时冲量对该轴的冲量矩为。 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 28 则有： zzjsm=-)(0ww (4- 15) 图中量得碰撞半径mmr4 .919=，所以rsjz=-0w 冲量 snrjsz=-=34.1909194. 0035. 050000w 另外冲量=t0fdts，一般时间t极短，约 2ms，所以平均作用力 nsf95170002.034.190*=t (4- 16) 以上碰撞作用时间为两刚体碰撞，考虑到运动副间隙与实际有变形，碰撞作用时间要长得多，平均作用力也小。现取t=20ms，则*f =9517n 计算缓冲支撑杆受力， 计算时计算上下两极限位置。 计算中不计杆重力与摩擦， 分析如图 4- 6 所示。 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 29 (b) 上部位置受力图 (c) 下部位置受力图 图 4- 6 缓冲支撑杆受力图 如上图所示，(b)图与(c)图分别为上下位置 ab 杆的力多边形图，图中有 ab杆轴线与各力夹角，力投影到 ab 的横向，可以计算杆的弯矩，其结果于下图(b)所示，ab 杆弯矩较上部大 10 倍，离 a 端 70.7mm 处弯矩达 1786.9nm。（a）不同位置图 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 30 (a) 上部 ab 杆（2 杆）横向力与弯矩 (b) 下部 ab 杆（2 杆）横向力与弯矩 图 4- 7 力多边形 为方便设计参考，将上述分析结果列于表 4- 3 中。 表 4- 3 分析结果列表 12r 32r 52r 大小 夹角 大小 夹角 大小 夹角 上部 9517n 19.149 15279.8n 14.974 5832.6n 8.148 下部 9517n 67.879 40333.4n 57.688 35648.5n 45.146 r32t 179.5nm r12t r52t r12t r52t 70.7 217 r32t 1786.7nm 哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 31 4.4 本章小结 本章主要对气浮台的主要数据进行了详细的介绍，对实验的有关数据进行了系统的整理，主要是气浮台缓冲装置的计算，包括千斤顶的计算，丝杠轴承的计算和气浮台装置中部分零部件的计算。方便查找和统计，经验证所有的数据都符合实验的要求，准确无误。哈尔滨石油学院本科生毕业设计(论文) 32 第 5 章 单框架控制力矩陀螺系统控制律设计 5.1 引言 航天器上应用的控制力矩陀螺（control moment gyro, cmg）主要有单框架 cm