高速频繁起停球轴承设计与试验

为解决涡轮起动机用轴承在高速、频繁起停工况下易失效的问题,结合轴承设计准则,进行涡轮起动机用轴承结构参数设计和材料选取。基于轴承动力学理论,建立了动力学模型并进行了仿真分析,研究高速、频繁起停工况下的轴承动力学行为。在自主研发的试验机上进行轴承试验,试验过程中监测轴承温升及振动加速度值,轴承频繁起停、最高转速达12 000 r/min时,试验轴承温度低于130 ℃,振动加速度低于3.0g,试验后轴承无异常,验证了轴承设计和材料选取合理。通过优化设计和试验验证结果表明:轴承转速可达12 000 r/min,起动时间仅需60 s,停止时间仅需40 s,轴承能够完成连续频繁起停3 000次以上。      

升力体式浮升混合飞艇设计及参数分析

升力体式浮升混合飞艇将艇体设计为具有较大升阻比的气动外形,升力由静浮力和气动力共同提供,适用于复杂地形下的大载重运输。控制速度和迎角的变化可有效控制动升力的大小,矢量推进系统的增加共同提高了飞艇的可控性,气垫着陆系统(ACLS)有效降低了地面保障系统的复杂度。多项系统的有效集成对总体设计提出较高的要求,通过重量平衡和推阻平衡的关系,对浮升混合飞艇进行了总体设计,分析了浮重比、巡航速度等参数对于总体性能的影响规律,同时研究了浮升飞艇气动性能、总体飞行性能和经济性能,为后续详细设计和有效控制方法的研究提供基础。     

波瓣混合器喷流降噪技术实验

在消声室内的喷流噪声实验台上,对大涵道比涡扇发动机混合式排气系统缩比模型进行了冷喷流噪声实验,以环形混合器为基准,研究了采用波瓣混合器的喷管喷流远声场频谱特性和降噪效果.研究结果表明:与采用环形混合器的基准型喷管相比,波瓣混合器喷管在低频段有很好的降噪效果但高频段的声压级有所升高,波瓣混合器喷管下游方向(θ=150°)的总声压级明显降低而中游方向和上游方向的总声压级升高.随着波瓣混合器出口处内外涵气流速度差的增大,波瓣混合器喷管低频段的降噪效果越来越明显但高频段声压级的升高也会不同程度地增大,在波瓣混合器喷管下游方向(θ=150°)的总声压级降低更加明显的同时中游方向和上游方向的总声压级也有所升高.      

喷油方位参数对航空直齿轮喷油润滑过程的影响

通过对航空直齿轮喷油润滑过程的深入分析,对影响齿轮啮合点润滑初始条件的喷油方位参数进行了系统的定义,并在此基础上建立了喷油润滑过程的计算流体动力学(CFD)模型,分别对喷油角度、喷油点位置以及喷油距离3个喷油方位参数的喷油润滑过程进行了计算,得到了齿轮不同啮合瞬时的射流状态,并对不同喷油方位参数下齿轮啮合过程中接触点入口处的油气率与气液总压变化规律进行了比较.结果表明:当采用啮入侧喷油润滑时,为了得到更好的润滑效果,应该使喷油嘴向主动轮偏离一个小的角度,同时使喷油点位置向啮入侧偏离,而对于喷油距离,则应视结构、工况综合考虑而定,但并不是一般认为的越近越好.      

超声速气流中横向气体射流混合经验模型

为了获得适用于工程估算的射流穿透经验关系式,对射流中心迹线、穿透边界及喷注物展向分布特性进行模化处理,建立了描述超声速气流中横向气体射流混合经验模型,并通过系列实验观测结果对该模型有效性进行验证.结果表明:在较宽的动量比范围内(动量比为0.5~5.3),该模型预测的射流中心迹线和穿透边界均与实验图像吻合较好,在射流中心迹线附近,该模型预测的喷注物摩尔分数与实验测量值相比误差在5%以内,精度优于现有模型.随着动量比的增大,在喷孔下游一定区域内,射流引起的反转旋涡对增强,导致该模型对展向摩尔分数分布的预估产生一定误差,表明该模型的适用范围与动量比和下游距离等因素相关.      

平板圆孔气膜冷却的热弹耦合分析

分析了带圆孔的平板这一基本的冷却结构的热弹耦合特性,研究了定常状态下影响热应力的因素.采用了多场耦合的计算方法预测并分析了平板圆孔气膜冷却的热应力分布,系统地分析了入射角、复合角和吹风比对热应力的影响.结果表明:平板内整体热应力远小于气膜孔周边的热应力,热应力主要集中在气膜孔前缘线和尾缘线附近,而气膜孔两侧的热应力仍保持较低的水平;施加于气膜孔的内力垂直于气膜孔的轴线.吹风比越大,气膜孔附近的温度梯度就越大,从而气膜孔的前缘线和尾缘线的热应力更加集中.入射角越小,气膜孔周边的热应力越大,而且热应力会更加集中在气膜孔出口的前缘点和入口的尾缘点上.复合角的存在有助于弱化热应力集中.      

适用于超声速流场计算的有限体积紧致算法

结合紧致格式与有限体积法两者的优点,提出了一种基于有限体积的紧致算法.采用特征处理的通量限制方法抑制紧致格式在间断附近的非物理振荡,将该算法应用于航天领域超声速流场的数值模拟.通过计算典型算例,并与其他格式计算结果进行对比,证明了该算法能够无振荡捕捉各种间断,且对波系结构的刻画最为锐利,并能够精细分辨小尺度流场结构,计算结果与精确解最为接近.      

超静敏捷卫星隔振与控制的动力学耦合及协同设计方法

高性能的卫星平台需要同时具备敏捷与超静性能,为此一方面要采用大力矩执行机构与高带宽控制,另一方面要采取良好的振动隔离措施,而这两者之间会形成一定的动力学耦合,影响控制性能的最终实现.研究了对含高速转子的执行机构进行隔振引入的陀螺进动问题及其对敏捷控制性能的影响,分析了有效载荷隔振导致的异位控制问题及其对控制稳定性的影响.研究了隔振与控制参数的协同设计方法,提出了基于进动衰减时间的执行机构隔振参数选取原则,以及阻尼常数隔离的有效载荷隔振参数选取原则.基于该设计思路可以实现卫星隔振与控制参数的合理匹配,同时达到较好的超静与敏捷性能.     

Recent advances in precision measurement & pointing control of spacecraft

There exists an increasing need for precision measurement & pointing control and extreme motion stability for current and future space systems, e.g., Ultra-Performance Spacecraft (UPS). Some notable technologies of realizing Ultra-Pointing (UP) ability have been developed particularly for Ultra-accuracy Ultra-stability Ultra-agility (3U) spacecraft over recent decades. Usually, Multilevel Compound Pointing Control Techniques (MCPCTs) are deployed in aerospace engineering, especially in astronomical observation satellites and Earth observation satellites. Modern controllers and/or algorithms, which are a key factor of MCPCTs for 3U spacecraft, especially the jitter phenomena that commonly exist in a UPS Pointing Control System (PCS), have also been effectively used in some UP spacecraft for a number of years. Micro-vibration suppression approaches, however, are often proposed to deal with low-level mechanical vibration or disturbance in the microgravity environment that is common for UPS. This latter approach potentially is one of the most practical UP techniques for 3U tasks. Some emerging advanced Disturbance-Free Payload (DFP) satellites that exploit the benefits of non-contact actuators have also been reported in the literature. This represents an interesting and highly promising approach for solving some challenging problems in the area. This paper serves as a state-of-the-art review of UP technologies and/or methods which have been developed, mainly over the last decade, specifically for or potentially could be used for 3U spacecraft pointing control. The problems discussed in this paper are of reference significance to UPS and millisecond optical sensors, which are involved in Gaofeng Project, deep space exploration, manned space flight, and gravitational wave detection.     

宽高比对微小通道空气流动换热特性影响实验

针对不同宽高比微小矩形通道内流动和换热特性进行了实验研究.微小矩形通道宽0.4mm,宽高比分别为2/5、1/2、2/3和1.实验以空气作为工质.流动雷诺数Re范围是200~1600.实验结果表明:宽高比对微小矩形通道流动换热特性的影响不可忽略.微小矩形通道摩擦因子随着Re增大而减小,泊肃叶数Po随着Re增大而增大,二者随着宽高比增大同时减小;努塞尔数Nu随着Re增大而增大,随着宽高比增大而减小.针对宽高比对微小矩形通道流动换热特性的影响拟合了相应经验关系式.