摘要：针对力平衡模式半球谐振陀螺标度因数和零偏受控制电路增益影响的问题,推导了包含控制电路增益的陀螺输出表达式,明确了控制电路增益对陀螺标度因数和零偏的影响机理,提出在控制电路中加入参考信号的增益校准方法,并通过Matlab仿真验证了所提方法的有效性。根据理论计算及仿真结果进行电路设计并开展增益校准实验。实验结果表明,所提校准方法将陀螺的Allan方差最低点由0.006(°)/h降低到了0.002(°)/h,对应陀螺的零偏稳定性提升了3倍。

摘要：半球谐振陀螺(HRG)是一种高精度的陀螺仪。其核心部件为做四波腹振动的半球谐振子,由于半球谐振子不可避免地会产生加工误差,因此会导致谐振子在做四波腹振动时产生较大的锚固损失。为了对锚固损失进行定量计算,首先从谐振子的不平衡质量出发,计算谐振子在做四波腹振动时的不平衡力。然后根据欧拉-伯努利梁假设计算支撑杆的横向振动与轴向振动,并基于半无限体假设计算谐振子的锚固损失,推导出基于弹性力学假设的半球谐振陀螺锚固损失理论计算公式。最后通过数值仿真验证了一至三阶不平衡质量导致的Q值衰减周期分别为π、π/2、π/3。该结论可以用于指导半球谐振陀螺锚固损失的修调。

摘要：运载火箭振动环境是光纤陀螺在工程应用中无法回避的问题,为降低火箭发射过程中随机振动对光纤陀螺精度的影响,设计三轴等刚度橡胶减振器对光纤陀螺支架进行空间八点减振安装。应用ANSYS软件对减振器进行仿真设计,通过合理设计减振器谐振频率,有效抑制了随机振动量级。仿真设计结果与随机振动试验结果一致,减振器设计符合减振要求。

摘要：针对控制力矩陀螺框架在超低速工况下存在转速测量精度低、多源扰动力矩及非线性摩擦等问题,提出了基于无电流环矢量控制的超低速驱动控制方法。首先,建立超低速工况下的框架电机的机电模型,设计了无电流环磁场矢量控制器(field-oriented control,简称FOC);其次,针对转速测量精度的问题,设计了转速观测器作为反馈环节。结果表明,与方波驱动法相比,该方法无换相转矩,提高了转速测量精度,且在面对多源扰动、非线性摩擦时具有鲁棒性。仿真和实验结果验证了该方法的可行性和有效性。

摘要：为达到产品小型化要求,降低开发难度,采用Xilinx公司最新7系列内置Microblaze软核的FPGA芯片以实现数据采集。通过在惯测数据采集上应用的实际项目,详细说明了该类FPGA芯片的Microblaze软核开发流程,包括应用系统的硬件架构设计、在最新Vivado开发环境下的软核硬件平台的设计、整体软件的设计等。经过测试和对比,实验的结果充分说明 Microblaze 软核能够代替同类CPU芯片实现惯测产品的数据采集及处理,并具有其灵活高效的特性,在相近的应用场合中展现出独特的优势。

摘要：由于自激振荡式单气室光泵磁力仪受移相电路限制测量范围较窄,对双气室光泵磁力仪进行集成化研究和改进,基于对光泵磁力仪基本原理的推导论证,提出了双气室铯光泵磁力仪的一种高度集成的设计结构。该方案中以垂直腔面发射激光器作为泵浦光源,以刀锋直角棱镜反射镜作为分光镜片,其余元件沿光轴对称排布,利用左旋、右旋圆偏振光的双泵浦光结构和双气室布置实现相移互补,不需要移相电路。利用搭建的原理样机测得实验环境下地磁场强度为37586.79 nT,并利用扫描方式测得三轴分量。双气室铯光泵磁力仪原理样机的测量范围为25700~77000 nT,灵敏度约为20 pT/(Hz)1/2。实验结果和对比测量结果、理论计算结果相吻合,验证了双气室光泵磁力仪的理论分析,证实了该双气室光泵磁力仪结构的可行性和精确度。

摘要：开关磁阻电机(SRM)以其结构简单、起动转矩大等特点广泛应用于各个工业领域。针对其非线性程度高、建模困难等问题,通过有限元法,建立与样机相仿的非线性模型,为驱动控制奠定基础。另外,针对电机运行过程中控制参数多、变化大等特点,设计了一种改进型趋近律的电流滑模控制器,该方法对系统参数变化不敏感、鲁棒性强,还能有效解决传统趋近律中存在的抖振现象。最后,通过仿真实验验证了所设计改进型趋近律的有效性和正确性。

摘要：针对感应同步器在高位置控制精度的伺服应用场合,系统电源供电由电网带来的工频噪声干扰往往导致感应同步器融合的角度偏差较大,提出采用一种基于Notch滤波器的工频噪声干扰抑制电路设计及参数优化方法,通过对滤波器电路等效建模分析及采用Pspice仿真工具进行了灵敏度参数分析和参数扫描优化仿真验证,进一步提升了系统工频噪声衰减的适应性。最后搭建了测试电路,实测结果表明在40~60 Hz范围内的工频噪声均有-20 dB以上衰减抑制效果,而且在50 Hz带阻频率时工频噪声已实测衰减到-61.4 dB左右,可知该滤波器电路已将工频噪声抑制到允许范围内,保证了感应同步器处理后的位置信号满足系统精度要求。

摘要：为了实现星载太阳翼稳定、可靠、高精度的调速控制,本文设计一种基于FPGA的驱动控制器,通过RS-422异步通信串口接收指令,自主进行速度规划,并结合采集的零位信号进行位置闭环控制,以细分驱动的方式对两路太阳翼进行同步或独立控制.该驱动控制器使用VHDL语言设计,在Modelsim软件中进行仿真,并使用航天级FPGA通过LMD18200H桥驱动芯片连接至步进电机,对星载太阳翼进行调速、归零和停止控制.仿真和实验结果表明,该设计可以准确、稳定的控制步进电机,在64细分、100∶1减速比的条件下,低速段的速度相对误差在0. 006(°)/s之内,高速段的速度误差在±0. 13%之间.

摘要：针对空间站所处太空环境的特殊性、对接机构对空间站正常运行的重要性,以及对航天器可靠性要求日益增加的问题,提出在对接控制系统中增加可靠性设计,实现整个机构的高质量、平稳运转。在完成正常控制功能的基础上,在系统中采用了四重冗余的工作机制,包括主备机双热备份、自动/手动控制模式切换、自动控制关闭指令双线发送和工作模式的三取二判断,对四重冗余设计的具体判断流程进行了详细的解释。对控制系统软件进行仿真验证,结果表明:本方法设计的对接控制系统具有高可靠性和故障容错能力。