电涡流阻尼器构型比较与阻尼特性研究

针对航天领域使用的阻尼器需求,采用静磁场的分析方法,对比了四种电涡流阻尼器在永磁体表面和电涡流板处的最大磁场强度;同时采用瞬态磁场的分析方法,对比了阻尼系数和重量代价,发现采用双排永磁体排列的构型方案能够使得阻尼系数重量比最优。在最优方案的基础上,重点分析了阻尼器中永磁体高度、永磁体宽度、气隙宽度等关键参数与阻尼系数之间的变化规律,优化之后的阻尼系数重量比提高了23%。     

可重复使用航天器任务应用与关键技术研究

针对作为降低航天任务成本重要手段的可重复使用航天器技术在未来的应用需求,对可重复使用航天器概念进行了探讨,给出了系统级可重复使用和部件级可重复使用航天器的定义。分析了可重复使用航天器在未来航天领域的应用,包括近地轨道空间站任务和月球基地任务。对全寿命任务周期中航天器与可重复使用次数的关系进行了分析,结果表明可重复使用航天器在经济性上较一次性使用航天器有明显优势,且可重复使用次数达到10次以上时,能够将成本降到最低。最后对发展可重复使用航天器所需攻关的关键技术进行了梳理,为我国发展可重复使用航天器技术提供参考。     

自动钻铆技术在运载火箭壳段产品中的应用分析

针对运载火箭壳段产品采用传统手工铆接技术现状,提出在精确制孔、提高铆接质量及可靠性、提高生产效率和改善劳动环境等方面对自动钻铆技术的需求.结合典型铆接部段产品的传统装配工艺,分析了自动钻铆技术在航天领域壁板类产品和整体壳段的应用形式,并针对每种应用形式分析自动钻铆工艺流程.最后对自动钻铆技术在航天产品中的应用前景进行了展望.     

可重复使用着陆缓冲器性能及其特点分析

研究可重复使用着陆缓冲器是降低月球及深空探测任务成本、提高发射频率等的重要途径。根据是否需要利用传动机构将具有可重复使用特性的着陆缓冲器分为了直线式缓冲器和扭转式缓冲器,从结构组成、工作原理等角度分别对两类缓冲器的几种典型进行了分析,并结合研究现状分析了可重复使用着陆缓冲器的多缓冲方法组合性和多功能性,可为我国可重复使用着陆缓冲器的设计提供参考。     

航天智能控制技术让运载火箭“会学习”

高可靠和智能化是未来智能航天器的主要特点,本文聚焦航天器高可靠、智能化的发展需求。梳理了中国运载火箭从无到有、从有到全的发展历程,提出了航天智能技术从航天器的可靠性做起,航天器的可靠性从航天智能控制做起,航天智能控制从"会学习"的火箭做起。围绕航天智能控制技术如何使运载火箭"会学习"的发展架构,进一步探索了"边飞边学"和"终身学习"智能控制技术的理论研究和应用现状,支撑中国"会学习"运载火箭高可靠和智能化的发展。     

小型空间对接机构设计与仿真分析

针对航天器在轨服务过程中的捕获对接需求,设计了一种新型三爪式小型对接机构。该机构由主动捕获机构与被动适配器组成,通过主动捕获机构上圆周均布的3个捕获手抓与3个线性缓冲阻尼单元,实现航天器间的大容差与弱冲击捕获对接,建立了考虑接触、摩擦与碰撞等因素的对接机构动力学仿真模型。仿真结果表明,该主动捕获机构能够在最大位姿容差指标条件下实现对被动适配器的可靠捕获对接,对接机构中的阻尼缓冲单元能够有效消除对接过程中的碰撞冲击。     

月面低空飞行器着陆缓冲机构设计与仿真分析

针对月面低空飞行器要求兼顾着陆和越障缓冲的需求,将月球车轮式移动机构与磁流变缓冲器结合,设计了一种可重复使用的新型着陆缓冲机构。建立了飞行器整机动力学仿真模型,对月面着陆及不同越障工况下的移动探测进行了仿真分析,验证了该缓冲机构的着陆缓冲和平稳移动探测的性能。分析结果表明,该着陆缓冲机构能保证月面低空飞行器在月面安全着陆以及平稳移动探测,可为相关设计提供参考。     

中继卫星系统在我国航天测控中的应用

中继卫星系统高覆盖、数据传输能力强,是航天测控网的重要组成部分。随着我国中继卫星系统的建设和不断完善,其对优化我国航天测控网结构、提升中低轨道航天器测控能力的作用日益明显。本文结合中继卫星系统的特点,分析了我国航天测控任务对中继卫星系统的应用需求,提出了在运载火箭测控、航天器入轨段测控、载人航天测控、卫星在轨长期管理等方面开展中继卫星系统应用的思路,梳理了运载火箭测控、航天器入轨及早期轨道段测控、飞船返回段测控、多址链路测控等方面需要解决的关键技术。     

架设通天桥梁——前苏联／俄罗斯的运载火箭技术

运载火箭被称为通往太 空的“天梯”,其中大部分是一次性使用的。前苏联是世界上第一个用火箭成功发射人造地球卫星的国家,它在航天领域创下的多项第一都与其运载火箭的卓越表现密不可分。有很多年,前苏联的航天发射次数稳居世界第一。前苏联/俄罗斯的运载火箭有多个系列,满足了不同发射需求。     

阻尼减振技术在航天领域中的实践

本文简述了阻尼减振技术在我国的运载火箭、卫星、导弹等航天器上的应用状况。同时,对于所应用的阻尼材料和阻尼复合结构设计亦给予简要的介绍。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

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<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.