针齿半径误差、针齿中心圆半径误差是影响RV减速器回差的重要因素,其误差组合方式也对RV减速器的回差产生影响。为研究不同误差组合的影响规律,分析回差的影响因素,建立回差计算模型。以RV-80E为例,建立RV减速器的三维模型和动力学模型,并进行不同误差组合下回差仿真分析。仿真分析与理论计算结果表明:回差的理论计算曲线与仿真曲线变化规律一致,随着针齿直径的增大而减小,随着针齿中心圆直径增大而增大。

针对载流薄板振动式流体滤波器的不足,结合鼓式消声器的工作机理,顾及滤波器适应液压系统的高压、稳态大流量、低压缩性及耐腐蚀等工况要求,提出了一种仿生膜片式流体滤波器,分析其工作机理并建立动力学模型,初步确定膜片式流体滤波器结构参数。其后,仿真分析了其动态特性,试验验证了理论分析的正确性。结果表明,在滤波器工作基频处的插入损失接近20 dB,2倍频处的插入损失接近15 dB。同时基频在115~180 Hz范围内,压力脉动衰减达到15 dB以上,说明滤波具有一定的带宽,具有较好的工程应用价值。

液压机械臂具有高度非线动力学特性,末端轨迹跟踪误差大。为此,提出一种辨识动力学参数的基于模型的控制算法(Model-based control,MBC)。该控制算法由外环的液压缸位置反馈控制器、内环的力控制器以及前馈流量补偿控制器三部分输出叠加组成。力控制器充分考虑液压机械臂动力学模型,动态补偿惯性力、重力和摩擦力等干扰力对控制精度的影响;位置控制器用以消除液压执行器造成的力偏差;前馈流量补偿器根据液压执行器动力学模型计算流量补偿量,提高系统响应与精度。针对动力学模型中存在的参数不准确问题,采用了最小二乘参数辨识的方法,在激励轨迹下获取液压机械臂动力学参数精确值。试验结果表明,所提出的辨识动力学参数的MBC控制算法相比3D模型参数的MBC控制在自由空间运动位置跟踪精度提升了39.24%,相比与传统PID控制提升了93%,显著提高了...

针对海洋微结构湍流垂直剖面仪测量系统的设计，建立了系统运动坐标系与动力学模型，分析了系统稳态运动特性，推导了剖面仪物理参数计算公式．设计完成海洋微结构湍流垂直剖面仪实验样机，指出样机进行测量工作时应保持的运动角度与运动速度．海试实验结果表明了系统方法的可行性和正确性．

水下滑翔器是一种新型自治式水下航行器，可用作海洋测量传感器的搭载平台。通过对水下滑翔器动力学模型线性化，获得垂直剖面水下滑翔器系统状态空间方程，并在此基础上设计了LQR调节器。考虑到海洋环境的复杂性，重点研究了扰动条件下，滑翔器在垂直剖面内运动方向和姿态的控制问题，讨论了系统对干扰的抑制和对输入控制指令的跟踪响应情况。仿真分析与水域试验显示，使用LQR调节器的水下滑翔器系统能够提高响应速度和对环境干扰的抑制能力。

无人机飞行受到气动阻尼扰动,从而导致控制稳定性不好。当前采用翼型截面气动参数调节的方法进行无人机抗扰控制,以扭角以及振动方向等参数为约束指标,参数调节的模糊度较大,对气动姿态参数调节的稳定性不好。文中提出基于气动参数调节的无人机抗扰动控制算法。该算法根据无人机的飞行工况构建各阶模态对应的气弹耦合方程,在速度坐标系、体坐标系、弹道坐标系三维坐标系下构建无人机的飞行动力学和运动学模型;采用卡尔曼滤波方法实现对无人机飞行参数的融合调节和小扰动抑制处理,并采用末端位置参考模型进行无人机飞行轨迹的空间规划设计;在卡尔曼滤波预估模型中实现对动力学模型的线性化处理,采用气弹模态参数识别方法进行无人机的飞行扰动调节;将姿态控制作为内环,获得位置环状态反馈调节参数;以无人机的升力系数和扭力系...

通过分析小井眼侧钻工况下冲击器运动过程,建立了冲击器动力学模型。并介绍了一种小井眼侧钻用控流式液动射流冲击器,然后以该冲击器各参数为基础运用所建立的力学模型编制了仿真程序。通过仿真分析得到以下结果获得在不同泵量与活塞直径下冲击器的冲击功、冲击末速度和频率的变化规律,得到该冲击器的冲击功范围是(187~332)J,当活塞直径为35.6mm时冲击功最大。研究结果为小井眼侧钻井用液动射流冲击器的设计提供了指导。

为了建立准确的圆柱滚子轴承动力学模型,研究润滑剂的不同流变模型以及流体动压力对轴承的动态特性的影响,并将模型的数值结果与已有的实验结果进行比较.研究结果表明：当相对滑动速度较大时,基于牛顿流体的摩擦力计算结果较实际值大,基于非线性流变模型的数值结果与实验结果更吻合;不同的流变模型和流体动压力计算方法对滚子与滚道的相对滑动速度影响较大,采用 B？W 模型和 HOUPERT 流体动压力更能真实反映轴承的动态特性.

针对单球自平衡移动机器人的非线性、高度耦合性和不稳定特性,提出了一种基于LQR的控制器。首先将其三维复杂动力学模型简化为三个独立平面的二维动力学模型,并建立拉格朗日平面动力学方程;其次根据平面动力学方程设计LQR控制器并在Simulink中建立控制系统仿真模型;最后对控制系统模型进行直线轨迹和圆弧轨迹跟踪仿真。仿真结果表明该控制器对线性轨迹和非线性轨迹都有很好的跟踪效果。

气液压发射起飞是近年来国际上出现的一种先进的中小型无人机发射方式以气液压能源提供动力实现无人机发射起飞。基于气液压系统原理对蓄能器气体弹簧的弹性系数进行分析建立由气液压系统动力学模型、增速滑轮组动力学模型、无人机及滑车的运动方程构成的发射过程动力学模型并进行仿真计算和数值分析分析结果表明无人机及滑车质量、蓄能器充油压力、液压缸活塞有效面积、蓄能器容积是影响发射过程和起飞速度的关键参数在一定范围内通过调节气液压系统参数可适应于不同的无人机起飞质量和起飞速度要求。采用与试验结果比对的方法修正气液压系统的总粘性阻尼系数将仿真结果与试验结果进行对比研究研究结果表明仿真计算结果与试验结果表现出较好的一致性证明了发射过程动力学模型的正确性为无人机气液压发射装置的工程