耦合热、动载荷的超超临界汽轮机迷宫密封动力特性

密封汽流激振严重影响超超临界汽轮机的安全运行,采用DEFINE_CG_MOTION和DEFINE_PROFILE控制宏建立转子的涡动方程,通过Workbench流固耦合方法计算热、动载荷下密封齿形变,根据快速傅里叶变化得到机组运行时的密封动力特性,并对转子稳定性进行分析。结果表明:蒸汽可导致密封齿膨胀变形,温度对密封齿长度变化影响可达1%~1.5%,压力和离心作用对其影响较小。热、动载荷使迷宫密封直接刚度减小,直接阻尼先增加后减小,交叉刚度先减小后增加,动力系数的最大变化为原来的2倍。35~55 Hz内转子稳定裕度急剧下降,转子对密封汽流激振更敏感。热、动载荷引起的压力波动集中在低频范围,密封周向压力波动可增高18.5 kPa。密封高压区的压力波幅剧增是汽流激振显著的主要原因。      

降落伞系统附加质量的研究

降落伞在减速系统中已被广泛地运用，但是其运动方程的确立，尤其是方程中的附加质量项，在中国却少有提及，为了弥补此点不足，文章对附加质量进行了较全面的阐述，从概念引入，在方程中的运用，确定方法及变化规律，到对稳定性的影响分析，对于降落伞此类轻质的，柔性的钝体，附加质量受到多种因素的影响，其规律可由试验数据得出，而由根轨迹图分析可知，附加质量对稳定下落时的降落伞系统稳定性有着重要影响。     

低轨道卫星GPS精密定轨动力学方法的研究

结合低轨卫星简化动力学定轨算法,以及不同几何信息精度条件下的纯几何定轨和动力定轨精度比较,定量分析星载双频GPS实现精密定轨过程中的主要因素,得到星载GPS接收机性能设计所需的关键技术指标,为卫星精密定轨系统的顶层设计提供了科学合理的参考依据。     

KM6水平舱消防灭火系统介绍

消防灭火系统是KM6水平舱的重要组成系统之一。由于舱内环境的特殊性,使得该系统不同于普通的消防灭火系统。针对KM6水平舱舱内的特殊环境,本文章分析了消防灭火系统的关键问题,提出了解决的具体方案,结合目前国际上先进的消防灭火技术,设计提出了适合KM6水平舱特殊环境的消防灭火系统具体方案。系统经过调试后表明：该系统设计理念先进,能很好的地满足水平舱“人-船-服”联合试验的需要。     

TZM合金组织及性能研究

采用非自耗电弧熔炼和电子束熔炼的方法制备了TZM合金锭,研究了Zr元素含量变化对合金组织和力学性能的影响,探索了合金的高温抗氧化性能.研究发现,TZM合金显微组织由Mo固溶体基体和第二相颗粒组成,由于固溶强化和弥散强化,合金在1250℃的压缩强度大于400MPa,是纯Mo的近4倍,而且当Zr含量为0.08%(质量分数)时,压缩强度最高.采用包埋渗法在TZM合金表面涂覆Al-Si涂层能明显改善合金的抗氧化性能.     

空间大挠度梁的有限元动力学响应分析

从弹性梁的非线性应变位移关系出发,结合Hamilton变分原理推导出了作大挠度振动的空间梁的动力学有限元方程。方程中考虑了与变形相耦合的非线性惯性项。计算表明,作大挠度振动的悬臂梁的响应是由不同的谐波成分组成;在相同结构阻尼影响下,大挠度梁的稳态振幅比线性情况下的稳态振幅要低;非线性惯性项与弯扭耦合项对系统的动力学特性有比较明显的影响。     

重力差异导致的航天器设备安装精度变化量评估

为评估在轨和地面环境间由于重力差异导致的航天器设备安装精度的变化量,对27颗已发射运行的小卫星在地面环境空载和满载状态下设备安装精度的变化量进行了统计分析,得到对数正态分布模型的线性回归关系和参数估计值。结果表明：用该模型预测的航天器设备安装精度在空载和满载状态下的变化量均值与实测值的相对误差不超过10.6%,说明对数正态分布模型可较好地表征航天器设备安装精度在空载和满载状态下的变化量分布。以上研究可为在轨设备安装控制提供参考。     

基于多项式插值的自由漂浮空间机器人轨迹规划粒子群优化算法

针对自由漂浮空间机器人轨迹规划问题,提出一种基于多项式插值与粒子群优化算法相结合的非完整运动规划方法。首先,通过对系统非完整约束条件进行分析,给出了以机械臂关节角耗散能为目标函数的轨迹最优控制算法;并采用高阶多项式插值方法逼近机械臂关节角轨迹,将插值多项式的系数作为优化参数,结合粒子群优化算法对关节角轨迹进行优化求解。最后,对本文提出的轨迹规划算法进行数值仿真。仿真结果表明关节角轨迹平滑连续,保证了关节角速度及关节角加速度在初始和终止状态均为零,从而验证了所提方法的有效性和可行性。     

最大时间间隔误差计算方法及其分析

首先给出了基于MTIE估计基本定义的直接计算方法,然后介绍了可使MTIE计算时间大为缩短的判别准则方法,并对这两种方法进行了比较,指出了各自方法的优缺点.     

用于卫星模拟飞行测试的太阳电池阵动态模拟系统设计

现阶段卫星模拟飞行测试中,太阳电池阵模拟器(SAS)伏安特性曲线数目有限,无法连续动态模拟卫星在轨运行中太阳电池阵实际电能输出情况。为此,基于模拟飞行测试环境,设计太阳电池阵动态模拟系统。该动态模拟系统由电源、控制和测控等测试系统组成。为保证动态模拟系统的高时效性和精确性,对参数实时获取传递、曲线建模计算和功率输出等各环节开展分析。利用某卫星太阳电池阵对动态模拟系统设计进行验证,结果表明系统能精确模拟太阳电池阵伏安曲线和功率输出变化。将仿真结果与实际在轨卫星数据进行比较,结果显示系统可很好地模拟时变太阳电池阵输出特性,证明了动态模拟系统设计对太阳电池阵动态输出模拟的有效性。