一种新型卫星携气瓶推力器喷气时长计算方法

卫星自主编队保持通常采用开环控制模式,需要星载计算机(AOCC)根据推进系统的工作状态实时计算喷气时长。由于AOCC计算能力有限,在携气瓶推力器仿真测试过程中采用的速度增量关机方式不适用于在轨喷气时长的计算。为减小AOCC运算量,提高控制精度,开展了携气瓶推力器的动力学建模仿真,进行了寿命期间的性能分析。针对该时变推力模型,设计了AOCC喷气时长计算方法。通过推力的状态传递和推力预测,构造了以喷气时长为变量的代数方程,并将该方法应用到一组多次喷气情况下的喷气时长计算。仿真结果显示:与以往基于单点测量的推力器喷气时长的计算方法相比,采用该方法计算的喷气时长更接近理论值,能够有效提高卫星自主编队保持的控制精度。     

超大柔性空间结构姿态振动耦合稳定性分析

针对太阳帆塔等细长结构的空间太阳能电站构型，以圆轨道内平面运动的空间柔性梁为研究对象，在质心浮动坐标系下，基于Hamilton原理建立了姿态运动与弯曲振动的耦合动力学模型。引入简谐形式的姿态运动假设，并验证了假设的合理性。基于此假设，分析了姿态运动与重力梯度对弯曲振动的第一阶频率的影响，重力梯度项的影响为简谐波动形式，而姿态运动使得弯曲振动频率降低，两者作用均随初始姿态角增大而增强。同时，推导了Mathieu方程形式的模态振动方程，并利用小参数摄动分析方法，得到了不同初始姿态角下的弯曲振动的稳定图，发现当初始姿态角越大时不稳定区域就越大。     

基于直升机平台SAR的方位重影抑制方法

直升机合成孔径雷达(SAR)已成为遥感领域的重要探测工具。针对平台微小高频振动导致方位重影,造成图像质量降低的问题,提出了一种振动相位补偿算法。首先利用回波录取的几何构型,推导基于直升机振动平台的SAR回波表达式,并引入雅可比-安格尔恒等式,对回波完成一阶贝塞尔级数展开,获得高频振动误差与方位向重影的关系式。然后,从直升机SAR实测数据入手,对方位相位进行差分、提取和快速傅里叶变换,得到振动频点信息,并对频点信息进行反演,得到高频误差相位。最后,利用高频误差相位对原始回波进行补偿,抑制成对回波模糊现象,从而消除方位重影。基于实测数据的成像处理结果验证了所提方法的有效性。     

振动工况下的双螺母结构防松性能研究

双螺母结构应用广泛,正确拧紧的双螺母结构具有可靠的防松性能。通过有限元仿真和横向振动实验系统研究了双螺母上下螺母轴向力分配情况对防松性能的影响规律。研究结果表明,当双螺母结构在快要达到完全预紧状态时就能够起到很好的防松效果,在工程实际中为了保证防松性能,可以按照拧紧结束时双螺母结构达到完全预紧状态的轴向力分配比来确定拧紧工艺。     

SINS任意失准角无奇异快速传递对准

针对战术级捷联惯导系统(SINS)任意失准角下的快速传递对准，提出一种直接姿态矩阵线性矩阵卡尔曼滤波的传递对准算法。首先，利用姿态矩阵描述姿态，将传统大、小失准角条件下的强非线性、线性滤波对准问题统一转化为一个线性滤波问题；然后，采用矩阵形式卡尔曼滤波对状态进行估计，得到一种线性矩阵滤波对准算法，可以在任意失准角、无初值条件下完成对准；最后，推导姿态矩阵正交约束条件下滤波算法的最优实现。仿真结果表明，算法适用于任意失准角下的传递对准，在摇摆运动下，可以在10 s内完成快速传递对准，水平精度达到0.02°(误差均方根)以内，航向精度达到0.03°(误差均方根)以内。     

泡沫铝隔冲器设计及其对卫星可展开附件收拢状态力学特性的影响

文章针对泡沫铝隔冲器可能降低卫星可展开附件收拢状态的模态频率及放大振动响应等问题,首次提出一种基于表层填充J-133常温胶的开孔泡沫铝块的扁平式隔冲器,以某可展开数传天线为例开展泡沫铝隔冲器设计与分析,并进行了模态试验和振动试验验证。试验结果表明:所设计的泡沫铝隔冲器使可展开附件收拢状态前三阶模态频率降低不到2.5 Hz,而振动响应平均降低约30%。     

转速比对双转子系统非线性动力学特性影响

以航空发动机双转子系统为研究对象,考虑挤压油膜阻尼器以及中介轴承的非线性力,通过有限元法和固定界面模态综合法建立了双转子系统的耦合动力学模型。利用仿真计算分析了转速比对转子系统非线性响应特性的影响。研究表明:响应中能观察到较明显的交叉激振现象;响应中除了内外转子的不平衡激励频率之外,还出现了两者的组合频率,但不同转速比情况下的组合频率不同;同向旋转情况下的临界转速均不小于反向旋转;转速比对转子系统的轴心轨迹和运动的周期性有较大影响。最后,通过试验验证了本文建模和仿真结果的正确性。     

液态成型复合材料在直升机上的应用

自20世纪60年代以来,高性能树脂基复合材料在直升机结构中的应用获得了迅速发展,传统的预浸料-热压罐成型复合材料在直升机结构上已取得了大量应用,对结构减重、性能提升起到了显著作用。但是,随着复合材料技术的发展以及直升机对低成本、整体成型技术的强烈需求,低成本液态成型复合材料逐渐在直升机上获得应用,其应用水平及应用效果也不断提升。以RTM、VARI两种典型的液态成型技术为主综述了液态成型复合材料在直升机上的应用,并对新型的液态成型工艺进行了介绍,以期能为直升机设计人员和复合材料工艺人员提供选材及工艺方案方面的技术支撑。     

翼型曲面的压电振动除冰方法研究

以缩比后的翼型前缘曲面为研究对象,对压电振动除冰的方法进行了理论和实验研究。针对翼型曲面的特殊性,以有限元模型导出的翼型截面离散点为基础,设计了针对翼型曲面和不同压电元件尺寸下的压电元件可贴区域的求解算法,并通过五点共圆法和四点共圆法的理论思想得出翼型曲面各点切法向矢量的求解算法。针对翼型曲面研究了压电元件的布局规律。结果表明,翼型曲面结构下,压电元件的激励效果随着间距的增大而减弱,压电元件布置在振型波峰位置附近有最佳的激励效果。在粘贴接触面积一定的前提下,激励效果随着相对贴片数量的增加而减弱,而压电元件的贴片集中度越高,激励效果越好。实验得到了较好的除冰效果,验证了布局方式的可行性,同时除冰功率最大为69.77W·m-2,低于电热除冰系统所需功耗。