PMAC在开放式数控绕丝机系统中的应用

本文在分析开放式数控系统特点及实现途径的基础上,结合开放式数控绕丝机的研制和开发,阐述了该系统的设计原则,讨论了基于PC机+PMAC+PLC的系统结构,分析了该系统软件设计特点。工程实践表明,基于PMAC的开放式数控系统性能稳定可靠、成本低廉,具有实际应用价值,值得推广使用。

基于PMAC开放式数控系统软件开发

基于PC和多轴运动控制器的开放式数控系统是理想的开放式数控系统。介绍了基于PMAC的开放式数控系统结构形式,PMAC的差补、位置控制、伺服功能、以PMAC和PC机为硬件平台搭建了数控系统,并对其硬件构成和软件设计结构进行了分析。着重从软件设计的角度,介绍了PTALK控件的功能和作用,对数控系统软件构成进行了详细的阐述。并设计出了友好的用户界面,在实际应用中具有重要意义。

一种可证明安全的消息认证码

消息认证码是保证消息完整性的重要工具,它广泛应用于各种安全系统中.随着可证明安全理论的逐渐成熟,具备可证明安全的消息认证码无疑成为人们的首选.本文基于XOR MAC和PMAC的构造方法,使用分组密码构造了一种确定性、可并行的消息认证码-DXOR MAC(Deterministic XOR MAC).在底层分组密码是伪随机置换的假设下,本文使用Game-Playing技术量化了攻击者成功伪造的概率,从而证明了其安全性.

真空机械手控制方法研究

集束型制造设备已经成为半导体生产半导体行业中的主流制造设备。在集束型制造设备中，一台真空机械手负责在不同的制造工序即各制造腔体间搬运晶圆，作用不可或缺。目前真空机械手由200mm晶圆规格向300mm晶圆规格发展，国外进行技术封锁，我国真空机械手相关研究严重滞后。本文以科技部“超大规模集成电路制造装备重大专项”为依托进行了真空机械手控制方法的研究。 本文分析了真空机械手需要解决的关键问题，在研究各种先进控制方法的基础上，对于真空机械手建模、控制器结构、运动学控制方法、动力学控制方法和轨迹规划方法进行了系统研究，主要贡献有： 1)．为实现机械手的实时控制，求解了真空机械手的运动学正反解，解决了反解中的多解取舍问题。采用拉格朗日方法建立了真空机械手并联手臂中串联支链的动力学方程。由于并联手臂中驱动和非驱动关节的混合使用，采用拉格朗日-达朗贝尔方法建立了并联真空机械手的动力学模型，为实现真空机械手的高精度快速控制作了充分的准备。 2)．针对真空机械手控制器的特殊性，研究开放式控制器结构的设计方案。采用PMAC运动控制板构建真空机械手控制器，为开放式模块化真空机械手控制器的实现奠定了基础。针对真空机械手工作的特性，提出集束型设备中传输模组控制器结构，并按照其具体工作顺序，对真空机械手动作指令进行了设计。以上工作为控制算法的实现提供了良好的平台。 3)．对于直接驱动的电机伺服控制问题，提出了IP位置控制来保证电机的良好伺服性能；针对PMSM的建模误差和非线性扰动以及负载扰动提出采用H∞负载扰动观测器对扰动及电机模型变化进行补偿；针对单个电机独立控制时无法对机械强耦合进行有效控制的问题，提出了基于并联方式的双电机3环(位置、速度和加速度) H∞同步控制方法，能够较好地解决机械手并联手臂在运行中发生扭转的问题。通过仿真实验验证了所提出的方法。 4)．电机伺服控制中考虑了双电机的同步问题，但是手臂机械耦合的哥氏力及离心力等因素仅仅是作为电机轴上的扰动来处理。为了进一步提高控制精度和稳定性，提出了针对机械手动力学模型的控制方法。首先采用PD计算力矩控制；为了消除计算力矩控制无法解决的有扰动和模型不准确时的静差问题，提出了模糊补偿的计算力矩控制方法。但该方法仅仅是缓解了而不能完全解决这一问题，因此，在控制器内引入积分项以消除静差。同时，为了提高系统动态响应性能，使用模糊逻辑来调节控制器的各个参数。仿真实验表明了所提出方法的有效性。 5)．在分析各种轨迹规划方法的基础上，结合真空机械手运行中的实际要求提出了真空机械手时间最优轨迹规划方法。使机械手末端能够运行于允许的最大加减速度，并且保证运动的平稳性。推导了动力学方程在笛卡尔空间的表示形式，建立起了关节电机力矩与末端运行的位置、速度和加速度的关系，分析了轨迹规划中加速度规划的变化对关节电机的影响，为选择电机和减小关节机械部件冲击提供了理论依据。给出了所提出规划方法的仿真实验结果，并与关节空间进行的梯形轨迹规划做了对比，证明了本文提出的方法能够有效缩短运行时间，以及满足末端加速度约束。最后，对于本文提出的轨迹规划方法在真空机械手样机上做了实验，并与笛卡尔空间的梯形规划方法的实验结果做了对比，证明所提出的方法能够满足真空机械手运行时兼顾效率与稳定性的要求。

基于Windows平台的开放式并联机床数控系统

以5坐标并联机床为依托,面向不同构型并联机床,采用“PMAC+IPC”双CPU为硬件平台、VisualC++6.0为软件平台,开发了基于Windows操作平台的开放式并联机床数控系统。本文介绍了本数控系统的硬件结构、软件构成,并对数控软件开发的关键技术进行了阐述。

并联结构制造装备设计理论与建模方法研究

并联结构制造装备（Parallel Kinematic Machine简称PKM）是近年发展起来的一种新型制造装备，它以承载能力强、动态性能好、刚度重量比大等优点而受到广大学者及机床制造商的重视并正在成为制造领域的一个研究热点。本文就有关PKM的结构、位置分析、速度关系、工作空间分析、奇异位形分析以及标定方法等问题进行了深入的研究，具体内容包括以下几个方面：1．根据现有PKM的结构特点，将它们划分为“腿伸缩”的6条腿结构、“腿滑动’夕的6条腿结构、“腿伸缩”的3条腿结构、“腿滑动”的3条腿结构等类型，这种划分佩方面能够较准确地反映PK.M的结构特征以及复杂程度，另一方面也易于为广大工程技术人员理解和使用。2．将少自由度并联机构分为满阶机构以及欠阶机构，而欠阶机构又进一步分为非期望输出为常量和非期望输出为变量两种类型，这样的分类反映了机构的本质特征以及对其进行研究的复杂程度。3．提出利用演化关系研究各种典型并联机构之间的内在联系，建立了一些典型并联机构之间的演化关系，为利用演化关系进行并联机构的运动学性能分析奠定了基础。根据演化原理，提出了几种实现两维平动、两维转动的4自由度 (2T-2R, 4-DOF）并联机构新构型，并用杆一副关系图进行描述。4．基于机构演化关系建立了典型并联机构位置分析数学描述的统一表达形式，并对所提出的几种2T-2R, 4-DOF并联机构的位置正、逆解进行了详细的讨论。对并联机构速度、静力传递关系的对偶性以及串联与并联之间的对偶关系进行了总结。5．提出具有灵巧度指标要求的适用工作空间概念，对考虑灵巧度指标要求的全姿态工作空间的确定进行了详细分析，给出了几种机构工作空间求解的具体结果。分析了现有奇异位形分析方法应用于少自由度并联机构时可能会出现的问题，并基于前面所述机构演化关系，提出一种进行少自由度并联机构奇异位形分析的新途径。6.分析了PKM运动学标定的研究现状，提出了一种新的运动学参数识别方法。该方法利用运动学逆解模型建立目标函数，并且不需要测量运动平台的姿态参数。7.初步完成了一个适用于PKM的基于“IPC+PMAC”的双CPU开放式数控系统的开发。对于不同构型的PKM，可以方便地更换虚实空间映射模块，并方便地扩展各种新的功能模块。通过本文的工作，对并联结构制造装备的若干问题进行了系统的研究，为新型并联结构制造装备研究和走向工程应用提供了设计思想、建模方法和关键技术，对于推进并联结构制造装备的发展具有重要意义。

Magnetic Attitude Control System for a Small Satellite. Impact on the Thermal Performance

El principal objetivo de la tesis es estudiar el acoplamiento entre los subsistemas de control de actitud y de control térmico de un pequeño satélite, con el fin de buscar la solución a los problemas relacionados con la determinación de los parámetros de diseño. Se considera la evolución de la actitud y de las temperaturas del satélite bajo la influencia de dos estrategias de orientación diferentes: 1) estabilización magnética pasiva de la orientación (PMAS, passive magnetic attitude stabilization), y 2) control de actitud magnético activo (AMAC, active magnetic attitude control). En primer lugar se presenta el modelo matemático del problema, que incluye la dinámica rotacional y el modelo térmico. En el problema térmico se considera un satélite cúbico modelizado por medio de siete nodos (seis externos y uno interno) aplicando la ecuación del balance térmico. Una vez establecido el modelo matemático del problema, se estudia la evolución que corresponde a las dos estrategias mencionadas. La estrategia PMAS se ha seleccionado por su simplicidad, fiabilidad, bajo coste, ahorrando consumo de potencia, masa coste y complejidad, comparado con otras estrategias. Se ha considerado otra estrategia de control que consigue que el satélite gire a una velocidad requerida alrededor de un eje deseado de giro, pudiendo controlar su dirección en un sistema inercial de referencia, ya que frecuentemente el subsistema térmico establece requisitos de giro alrededor de un eje del satélite orientado en una dirección perpendicular a la radiación solar incidente. En relación con el problema térmico, para estudiar la influencia de la velocidad de giro en la evolución de las temperaturas en diversos puntos del satélite, se ha empleado un modelo térmico linealizado, obtenido a partir de la formulación no lineal aplicando un método de perturbaciones. El resultado del estudio muestra que el tiempo de estabilización de la temperatura y la influencia de las cargas periódicas externas disminuye cuando aumenta la velocidad de giro. Los cambios de temperatura se reducen hasta ser muy pequeños para velocidades de rotación altas. En relación con la estrategia PMAC se ha observado que a pesar de su uso extendido entre los micro y nano satélites todavía presenta problemas que resolver. Estos problemas están relacionados con el dimensionamiento de los parámetros del sistema y la predicción del funcionamiento en órbita. Los problemas aparecen debido a la dificultad en la determinación de las características magnéticas de los cuerpos ferromagnéticos (varillas de histéresis) que se utilizan como amortiguadores de oscilaciones en los satélites. Para estudiar este problema se presenta un modelo analítico que permite estimar la eficiencia del amortiguamiento, y que se ha aplicado al estudio del comportamiento en vuelo de varios satélites, y que se ha empleado para comparar los resultados del modelo con los obtenidos en vuelo, observándose que el modelo permite explicar satisfactoriamente el comportamiento registrado. ABSTRACT The main objective of this thesis is to study the coupling between the attitude control and thermal control subsystems of a small satellite, and address the solution to some existing issues concerning the determination of their parameters. Through the thesis the attitude and temperature evolution of the satellite is studied under the influence of two independent attitude stabilization and control strategies: (1) passive magnetic attitude stabilization (PMAS), and (2) active magnetic attitude control (AMAC). In this regard the mathematical model of the problem is explained and presented. The mathematical model includes both the rotational dynamics and the thermal model. The thermal model is derived for a cubic satellite by solving the heat balance equation for 6 external and 1 internal nodes. Once established the mathematical model of the problem, the above mentioned attitude strategies were applied to the system and the temperature evolution of the 7 nodes of the satellite was studied. The PMAS technique has been selected to be studied due to its prevalent use, simplicity, reliability, and cost, as this strategy significantly saves the overall power, weight, cost, and reduces the complexity of the system compared to other attitude control strategies. In addition to that, another control law that provides the satellite with a desired spin rate along a desired axis of the satellite, whose direction can be controlled with respect to the inertial reference frame is considered, as the thermal subsystem of a satellite usually demands a spin requirement around an axis of the satellite which is positioned perpendicular to the direction of the coming solar radiation. Concerning the thermal problem, to study the influence of spin rate on temperature evolution of the satellite a linear approach of the thermal model is used, which is based on perturbation theory applied to the nonlinear differential equations of the thermal model of a spacecraft moving in a closed orbit. The results of this study showed that the temperature stabilization time and the periodic influence of the external thermal loads decreases by increasing the spin rate. However, the changes become insignificant for higher values of spin rate. Concerning the PMAS strategy, it was observed that in spite of its extended application to micro and nano satellites, still there are some issues to be solved regarding this strategy. These issues are related to the sizing of its system parameters and predicting the in-orbit performance. The problems were found to be rooted in the difficulties that exist in determining the magnetic characteristics of the ferromagnetic bodies (hysteresis rods) that are applied as damping devices on-board satellites. To address these issues an analytic model for estimating their damping efficiency is proposed and applied to several existing satellites in order to compare the results with their respective in-flight data. This model can explain the behavior showed by these satellites.