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航天器非火工连接分离技术研究综述 总被引:1,自引:0,他引:1
《载人航天》2019,(1)
针对工程上对低冲击非火工连接分离技术的需求,以载人航天及未来深空探测任务需求为牵引,梳理了国内外航天器非火工连接分离技术的研究进展,从电磁作动、形状记忆合金、热致动等分类角度,分别对其技术实现途径、作动机理、性能指标、参数情况等进行了评述。对国内外研究差距进行了对比分析,总结了我国航天器非火工连接分离技术领域亟需攻关的关键技术,包括航天器大承载连接分离的系统方案设计、分离解锁冲击载荷的减缓与防护技术、连接与分离过程动力学建模与仿真技术和非火工连接分离装置地面试验验证技术等。 相似文献
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液体火箭推进剂交叉输送系统试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
《载人航天》2017,(3)
为研究推进剂交叉输送技术在捆绑式运载火箭中应用的系统方案及其工作原理,提出了一种推进剂交叉输送系统方案并开展了地面原理试验。通过分析试验中的压力等参数,获得了推进剂交叉输送系统泵前压力特性。通过自动解锁分离试验验证了隔离、解锁、分离方案的可靠性,验证了剩余推进剂排放技术的可行性。在不考虑气液换热过程、不考虑阀门延迟时间的假设下,建立了试验系统的AMEsim仿真模型。仿真计算结果与试验结果吻合。试验及仿真结果表明,该方案合理,时序动作正确,推进剂切换过程隔离阀前压力连续稳定。 相似文献
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提出了运用分岔理论研究锁机构性能问题的分析方法,以前起落架上下位一体式锁机构为对象,基于分岔理论,通过数值延拓,研究了收放作动筒和解锁作动筒对该机构稳定性能的影响,阐释了锁机构运动分岔图中分岔点与上锁、解锁行为的对应关系,并分别针对上、下位解锁过程按照不同解锁力共划分了5种锁机构解锁状态。论述了延拓解锁、上锁分岔点得到的轨迹曲线,并根据曲线临界尖点定义了临界解锁力和临界解锁角度2个状态变量,随后分析了弹簧刚度、原长和安装点位置对以上变量的影响趋势。基于影响分析结果,在锁机构上锁能力一定的前提下,改变参数,优化了下位临界解锁力。研究表明,分岔分析能够快速全面地把握锁机构动力学特性随不同参数的变化趋势,在分析锁机构性能、指导参数初步设计方面有一定优势。 相似文献
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为了研究开环控制系统下的电动机构效率特性和运行精度,本文以一种直升机尾轮锁紧装置为例,介绍了该装置集成一体化设计方案及关键功能的结构设计及计算,对锁紧和解锁响应时间、负载能力、电机功率、手动解锁方案、多圈旋转运动机械限位等进行了设计和分析计算,根据齿轮传动、蜗轮蜗杆传动、滚珠丝杠副、螺旋滚道副传动原理完成了带多圈机械限位且符合人体工程学操作要求的手动接口。对传动结构强度和寿命进行了仿真分析,通过样机检测和调试试验,验证了设计计算与仿真结果的可靠性和调试方法的合理性,在传动机构效率调节、霍尔传感器运用、开环控制系统下的机构输出精度控制等方面获得了经验参数。通过预紧调整和提前量设定,可以提高传动系统28.6%的工作效率并保证不低于0.2mm的运行精度,为类似一体化机电产品的设计研制提供了参考。 相似文献
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转位机构作为惯性测量单元旋转调制用构件,因其具有较复杂的机械传动结构,容易受到热、力的影响出现工作故障.针对转位机构在高温环境下的解锁故障问题,开展了结构热应力分析及机构优化改进,分析了某转位机构的高温解锁故障,进行了故障排查,在排除元器件、电路等故障后,将原因初步定位于机械传动结构在高温升环境下的应力问题.基于热力学原理分析了转位机构热应力的产生机理,同时根据工况环境和系统参数构建了热力学模型,使用有限元分析软件ANSYS进行仿真.仿真结果表明:在温度升高状况下,因各部件的热膨胀程度差异在部分运动副产生应力集中,实验证实了存在明显应力集中的运动副卡滞是导致机构高温解锁故障的原因.根据分析结果,分别从锁紧应力控制、解锁应力释放、应力状态快速判断三方面提出软件升级、装配工艺控制等措施,经过优化改进,转位机构在温度升高情况下的传递故障问题得到有效解决. 相似文献
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生物样品的分离纯化是生命科学研究中的重要环节。在常规地面分离方法中,往往用到离心、萃取等操作,然而在空间微重力条件下,常规的方法无法进行,需要采用特定的方法和技术进行研究。以实现空间环境下细胞内生物大分子的分离为目标,研制了一种可以自动化一体化的装置,其先对细胞样品进行清洗、裂解并释放内溶物,然后在超滤分离池中将生物大分子和小分子化合物进行分离。通过对分离获得的大分子物质如蛋白质的回收率来优化仪器装置的最佳运行条件。结果表明,所研制的装置通过泵在一定频率下的切换,可使裂解体系在膜上进行反复的往返振动,从而使裂解液与细胞进行充分的接触,有效提高了细胞裂解的程度,提高了大分子蛋白的回收率,并通过条件优化确定了装置的最佳运行条件。 相似文献
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高精度圆度仪误差分离装置研制及测量不确定度分析 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了一种由程控型多齿分度台和高精度圆度仪组合而成的全自动误差分离装置,该装置能够使圆度仪主轴回转误差从被测工件测量结果中可靠分离,从而极大地提高了圆度测量不确定度,本文对该装置测量不确定度进行了分析。 相似文献
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发展一种健全的高安全性飞行锁控制系统解锁控制架构在民用飞机舱门电控中是相当重要的。飞行锁控制系统用于防止飞机在飞行过程中人为意外打开旅客登机门、服务门和应急门的操作。在适航审查活动中,定义了飞行锁控制系统在地面应急撤离阶段无法解锁的I类安全性事件。按照飞行锁控制系统实际使用需求和适航规章要求,设置较为宽松的解锁逻辑。为了实现飞行锁控制系统在应急阶段的高安全性要求,提高系统的鲁棒性和可靠性,在飞行锁控制系统中引入应急撤离系统控制信号和驾驶舱手动控制信号使用机制以提升应急撤离情况下的自动控制以及飞行员对飞行锁控制系统的控制权限。该项飞行锁控制系统设计将飞行锁控制系统功能研制保证等级由A级下调至C级,有效降低了研制成本和人员研制精力,同时提升了飞行锁控制系统的安全性,达到飞行锁控制系统的全面控制和精细化管理。 相似文献
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等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对流动分离导致飞机增升装置气动性能下降的问题,进行了脉冲等离子体气动激励抑制增升装置流动分离的试验。研究了等离子体气动激励的频率、占空比及激励位置等参数对流动控制效果的影响。研究结果表明:等离子体气动激励通过加速近壁面附面层,增强附面层内的能量掺混,可有效抑制主翼和襟翼表面的流动分离,改善增升装置气动性能。在主翼前缘施加激励,可有效控制主翼表面大迎角下的失速分离,最大升力系数增大18.1%、临界失速攻角提高4°;在襟翼前缘施加激励,可有效抑制襟翼表面的流动分离,显著减小阻力,在4°迎角下,将试验模型阻力系数减小了28.7%,升力系数提高了7.1%。占空比对控制效果有较大影响,当占空比为10%~30%时,激励的非定常性更强,控制效果最好;占空比为50%的控制效果次之,占空比为100%时的控制效果最差。来流速度越高,逆压梯度越大,流动分离更难被抑制,控制效果也变差。该研究为在增升装置上应用等离子体流动控制技术提供了理论和方法的基础。 相似文献
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应急离机舱门作为民用飞机试飞过程中唯一的专用逃生出口,其舱门能否顺利打开直接影响着机组人员的逃生。针对某民用飞机应急离机舱门机构的特点,从锁定、解锁两方面对其运动原理进行分析;分别考虑有无增压载荷两种情况,通过Lms.Virtual.Lab Motion建立其虚拟样机模型,对其打开过程进行仿真分析。结果表明:该套舱门机构在锁定、解锁方面具备良好的保护措施;有增压情况下解开过中心保护机构所需的操纵力远大于无增压情况,但其解开后对舱门的打开起到有效助力作用,且外载越大打开响应越快。 相似文献
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复杂几何细节对增升装置气动性能影响研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用数值模拟的方法研究了主翼翼根几何形状、翼吊发动机短舱、缝翼滑轨及襟翼滑轨舱等几何细节对增升装置气动性能的影响。研究结果表明:切割前缘缝翼时,将大部分翼根整流包留在主翼上会在大迎角下产生低能量的分离涡,造成增升装置气动性能显著恶化,而将大部分翼根整流包切割到前缘缝翼上,能破坏低能量分离涡的产生;大迎角下,短舱上表面、挂架表面及缝翼与挂架之间的间隙产生的分离气流会直接流到主翼上表面,形成大范围的死水区,因此,大尺寸的翼吊发动机短舱会造成增升装置失速迎角及最大升力系数的大幅减小,但安装在短舱适当位置、适当形状的涡流片产生的强漩涡能消除大部分的死水区,挽回部分气动性能损失;缝翼滑轨产生的低能量尾迹会混入主翼附面层,使其能量降低造成升力系数减小,极端情况下缝翼滑轨会直接诱发大范围的流动分离,造成增升装置气动性能的显著恶化;襟翼滑轨舱因其较大的几何尺寸会减小襟翼缝道的面积使得襟翼缝道射流加速,有利于吹走襟翼表面的物面分离。 相似文献
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针对某大型公务机的门梯合一堵塞式登机门设计方案,设计了一套解锁抬升机构。为保证足够的安全性,机构中的内手柄锁和凸轮设计用于保障非意外开门,释压门则用于保障客舱只有在锁闩处于锁定情况下才能增压。为验证机构设计方案的可行性,采用LMS Virtual Lab软件建立其解锁抬升机构的多体动力学仿真分析模型,分析其在抬升凸轮、手柄锁和释压门等主要安全保障机构的影响下,登机门开启时所需的手柄力矩的大小。仿真分析得到了设计预期的手柄力矩结果,验证了登机门机构方案设计的可行性,说明设计方案能够满足使用要求。 相似文献