月球车轮刺效应的理论分析与实验研究

轮地相互作用地面力学在星球车研究中有着重要意义,目前对于轮地作用中的轮刺效应研究尚不充分.基于Rankine被动土压力理论,分析轮刺与土壤作用的两种工作方式,推导了形成稳定剪切土环时轮刺高度与个数之间的关系式和保证连续剪切的轮刺倾斜角度计算公式.采用轮地相互作用测试系统对宽度为165mm,半径分别为135mm和157.35mm的月球车车轮,改变轮刺高度、个数和倾角进行实验,验证了理论分析结果.同时得到如下结论:增加轮刺高度可以提高车轮的牵引性能,轮刺高度为15mm时,比光滑车轮的最大牵引力提高达60%;增加轮刺个数有助于形成稳定的剪切土环;轮刺的倾斜角度可以减小车轮的振动幅度;车轮的牵引力随滑转率增加而增大,但最好将滑转率控制在0.4以下.研究成果为月球车轮刺设计和进行轮地作用力预测提供了依据,并可应用于类似的火星车和地面车辆等.     

后掠翼三维鼓包串激波控制参数的影响

针对跨声速后掠翼,三维鼓包串作为一种有效的减阻方式具有结构简单、高效及鲁棒性好等优点.利用全局优化算法探索了鼓包设计参数空间的整体特性,并对鼓包长度、三维鼓包展向设计参数对鼓包减阻效果的影响进行了研究,发现鼓包顶点位置和高度对阻力系数最敏感,三维鼓包的展向设计参数则对阻力系数不敏感,而鼓包长度和鼓包相对展长越长越有利于减阻.在此基础上开展了小后掠角自然层流机翼加3种不同类型鼓包串的优化研究,通过优化结果发现,增加优化后的三维鼓包串,可将小后掠角自然层流机翼阻力发散马赫数向后推移,并且鼓包平均长度和控制区越大,效果越好.三维鼓包串具有良好的局部控制特性,可用于局部较强激波的抑制.三维鼓包串对常规后掠翼波阻具有良好的控制效果,同时能够抑制激波诱导的机翼后缘气流分离.      

基于Monte Carlo的聚焦型X射线脉冲星望远镜多物理场耦合分析方法

聚焦型X射线脉冲星望远镜(XPT)是涉及光学、机械学、热学等多学科的复杂航天载荷,多物理场耦合分析对提高其在轨性能和可靠性至关重要。传统的光机热多场耦合分析(MCA)方法并不能考虑X射线能量及其反射率信息,而且存在学科间数据传递困难的问题。为此,首先基于Monte Carlo和X射线全反射理论提出了一种高效的多物理场耦合分析方法。该方法同时考虑X射线能量和反射率两大特征信息,基于有限元分析(FEA)法建立了XPT热-结构物理场耦合方程和有限元分析模型,针对不同工况进行热分析、结构分析以及热-结构物理场耦合分析。其次,采用Construction Geometry函数分别提取不同工况下光学镜头面形的形变量,并基于多项式函数对变形后的镜头面形进行拟合和误差分析。然后,基于所提方法对变形后的光学系统聚焦性能进行分析与评价,得到镜头形变对XPT光学聚焦性能的影响规律。最后,以多层嵌套的XPT为例,对不同视场角和形变的X射线光学系统聚焦性能进行了仿真分析。结果表明,在全视场时热-结构耦合形变、热形变及结构形变导致XPT聚焦性能分别下降30.01%,14.35%和7.85%,弥散斑均方根依次为2.9143 mm,2.6038 mm,2.5311 mm。通过与试验结果对比分析,验证了所提方法的有效性,可用于XPT的可靠性设计。     

基于径向基函数与混合背景网格的动态网格变形方法

发展了一种基于径向基函数(RBF)插值和混合背景网格映射的动态网格变形方法。混合背景网格由运动物面附近的各向异性网格和偏离运动物面的各向同性网格组成。物面变形或运动后,包含在各向异性背景网格中的所有物面网格点的位移由指定的物面运动规律得到,而各向同性背景网格点的位移通过径向基函数插值获得。然后变形后的计算网格利用计算网格与混合背景网格之间固定的映射关系代数插值得到。各向同性网格距离物面一定的距离,消除了物面保形对径向基函数插值的要求,从而可以减少径向基函数基点的数量,以提高插值的效率和可靠性。最后,通过二维和三维算例对该方法的变形网格质量、参数影响、网格拓扑依赖性、复杂外形变形能力及网格变形效率进行了测试。测试结果表明,该方法能够高效生成大变形下高质量的变形网格。     

磁悬浮飞轮微振动特性及其主动振动控制方法研究

为了进一步减小磁悬浮飞轮的振动力和力矩,建立并分析了一种特殊结构的磁悬浮飞轮的微振动模型,并利用微振动测量平台、数据采集分析硬件和软件,通过试验测量了磁悬浮飞轮6个自由度的振动力和力矩.分析其时域特性和频域特性,其振动特性图(瀑布图)显示了径向两个平动方向X和Y的振动力主要是同频分量、倍频分量以及模态量,其中同频分量较为明显.利用开闭环自适应陷波,分别对X、Y两个方向的振动力进行主动振动控制,取得了较好的控制效果,使得两个方向的振动力的同频量显著下降.     

无轴承开关磁阻电机控制系统的设计与实现

介绍了无轴承开关磁阻电机的绕组结构和悬浮力原理,简要推导了数学模型。结合数学模型的复杂性详细分析了控制策略,根据控制策略设计了基于TMS320LF2407A的高速DSP芯片为核心控制器件的数模混合控制电路。样机实验结果不仅验证了理论分析的正确性,也表明了所设计控制电路的有效性和可靠性。     

胶态晶体模板的组装方法

综述近年来胶态晶体模板的组装方法,如重力沉积法、离心法、膜滤法、拉膜法、物理限定法、旋涂法和电泳沉积法。采用胶态晶体模板可制备孔状材料。     

DLR-F6翼身组合体数值计算

使用自行研制的混合网格亚跨超声速流场解算器程序MFlow计算了AIAA第三届阻力会议提供的DLR-F6及其带整流装置FX2B情况下的阻力。重点分析了两者的网格收敛特性、阻力极曲线以及压力分布等,并与阻力会议的各个软件的计算结果进行比较。详细分析了DLR-F6翼身结合处后缘附近网格精度对分离气泡计算的影响。计算结果表明,MFlow程序的计算精度与国外软件相近,能够为阻力计算提供比较精确的结果。     

扩散连接界面缺陷对Ti-6Al-4V合金力学性能的影响

研究了φ4mm与φ2mm的扩散连接界面缺陷对Ti-6Al-4V合金力学性能的影响。当拉伸载荷方向与缺陷平面平行时,材料的强度与塑性与无缺陷材料相当,这是由于此类缺陷对样品受力截面的面积几乎没有影响。含有φ4mm缺陷试样的拉压疲劳寿命展现出很大的分散性,界面缺陷并未成为裂纹萌生的唯一位置。从表面起裂的样品均处于高寿命区域,而绝大部分从缺陷处起裂的样品均落于低寿命区域。有限元分析表明,当缺陷位于中心位置时其引起的应力集中较小,应力分布梯度较小;缺陷位于边缘位置时,应力集中效应增大。     

冲压空气涡轮释放过程运动学分析

冲压空气涡轮作为飞机上的应急能源,能在出现紧急情况时提供电能,保证飞机上电传操控和电子设备的正常工作。本文以冲压空气涡轮为研究对象,基于机械运动原理对系统模型进行了简化,基于刚体假设,结合MATLAB软件从理论上研究结构在释放过程中的运动学问题。给出了冲压空气涡轮系统释放过程中各个关节空间位置的理论求解方法,得到了关节在空间中的运动轨迹和对应的速度时间曲线、加速度时间曲线,结果表明:冲压空气涡轮系统的释放过程在1 s以内,释放速度较快,且各关节在释放初始阶段速度、加速度响应较大。本文的工作可为后期不同冲压空气涡轮系统构型的初步设计提供理论依据,指导冲压空气涡轮释放的仿真计算和试验。