高超声速飞行的若干气动问题

转捩、层流流动分离和气动误差带是高超声速飞行需要关注的几个气动问题。转捩与层流流动分离会对飞行器的气动特性产生显著的扰动,且这种扰动存在一定的不确定性;而如何合理地确定飞行器的气动误差带也是高超声速飞行的一个关键。本文主要从工程设计的角度对这些气动问题及其影响进行了论述,提出为满足高超声速飞行的需求,仍应针对所关注的问题发展相关的理论分析与数值模拟技术,进一步提升地面风洞试验的技术水平,并强调了开展相关气动飞行试验的重要性。     

高温磁流体动力技术实验系统设计与调试

为了开展高温磁流体功率提取、磁流体加速、磁流体流动控制等磁流体动力技术实验,研制了基于高温燃气发生器的磁流体动力技术实验系统。介绍了高温磁流体动力技术实验系统的基本组成,设计思想及运行情况。燃气发生器采用航空煤油和气氧燃烧,产生最高温度可达3256K的高温燃气,通过添加辅助电离种子K2CO3,可以得到电导率为11.6S/m的导电流体;高温燃气经喷管的加速,在出口得到马赫数1.5的超声速导电流体;实验系统调试实现了15s以上稳定运行,表明具备了开展较长时间高温磁流体动力实验的能力。     

大功率高性能航天伺服系统发展综述

回顾了电动、电静液伺服系统国内外发展历程与研究现状,针对未来航天飞行器对伺服系统在结构强度、空间体积、环境适应性、性能指标等方面提出的新要求,在综合评价电动、电静液伺服系统性能的基础上,指出了机载功率电传一体化电作动系统关键技术与设计难点,并提出相应的解决思路,对未来一体化电作动系统发展进行了展望。     

大惯量下电动伺服机构非线性特性与控制方法研究

针对高超声速飞行器非线性影响飞行姿态控制问题,分析了电动伺服机构中传动间隙、刚度、摩擦力矩等非线性因素的影响,并讨论了由间隙引起极限环的定义及产生条件。针对传动间隙引起的极限环振荡和较大惯量的翼面加剧振荡问题,建立了系统间隙极限环模型和非线性振动模型,并提出了间隙补偿器设计方法。重点研究了间隙、翼面转动惯量、刚度及干扰力对伺服控制系统的影响规律。通过在内环增加间隙补偿器的基础上,在外环引入速度、加速度负反馈设计方法,解决了大惯量舵面下控制系统抖动问题,仿真和试验结果证明了这一理论是正确的。     

复合材料长桁机械成型工艺

复合材料自动化成型技术在提高复合材料生产效率、降低复合材料制造成本等方面都具有明显优势,为了改进传统生产效率低、质量稳定性差的缺点,利用设计的长桁机械成型设备制备预成型制件,研究了预成型速率以及预成型温度等工艺参数对于成型制件质量的影响,通过尺寸测量、金相分析等方法表征制件拐角厚度、纤维体积分数、孔隙率、纤维偏转变形等参数。结果表明:97℃预成型温度、1~3 mm/min预成型速率、[90°/45°/0°/-45°]2s铺层方式、2. 99 mm成型间距是较优的成型工艺参数,采用此工艺参数制造的制件厚度均匀、孔隙缺陷少、纤维偏转变形小、质量良好,在铺层表面添加聚四氟乙烯布保护层可以有效改善45°方向铺层出现的纤维偏转变形问题。     

磁零点及通道宽度对霍尔推力器性能影响的数值研究

磁场位形和通道尺度会改变霍尔推力器等离子体放电过程,影响推力器的宏观放电特性。为分析磁场和通道宽度对推力器放电性能的影响规律,本文针对霍尔推力器轴对称通道结构和放电物理过程建立2D3V物理模型,采用粒子模拟方法研究了霍尔推力器磁零点磁场位形不同通道宽度的电势、粒子数密度、电子温度、电离速率、比冲及推功比的变化规律,结果表明：在具有磁零点磁场位形下,随着通道宽度增加,通道出口处电势降增加,加速区缩短,离子径向速度减少,壁面腐蚀降低;当磁零点位置在内壁面,推力器通道宽度由14 mm增加到16 mm时,推力器比冲和推功比增大,推力器放电效率提高;当磁零点位置在通道中轴线或外壁面,且通道宽度大于14 mm时,推力器比冲增大,推功比减小,推力器效率下降。     

基于模型的大气数据计算机实现

针对无人机用大气数据计算机,为使其满足适航审定要求,提出基于模型的实现方法。首先介绍了大气数据计算机获取适航的方式,并以获取技术标准规定项目批准书(CTSOA)为驱动,按照大气数据计算机CTSO标准提出满足最低性能标准的系统需求,将系统需求进行分解选择合适的传感器及硬件平台。随后对系统功能进行详细设计,并按照DO-178B规范完成大气数据计算机的模型搭建和仿真验证。验证结果表明,基于模型的大气数据计算机满足系统所提各项指标,开发流程符合DO-178B标准。     

双丝扭秤微推力测量系统

针对未来空间引力波探测任务——"太极计划",根据卫星平台无拖曳控制对微推力器产生推力大小的要求,研发出一套基于扭秤的微推力测量系统,分别详述了其微推力测量、弱力产生装置和角位移差动测量的原理及磁阻尼装置。通过对弱力产生装置和扭秤系统的标定,得到微推力与扭秤扭转角位移的函数关系。同时分析了结构和环境对微推力测量系统的影响,得到其推力测量范围为1~200μN,分辨力为0.4μN,相对不确定度为1.1%,满足对微推力器推力分辨力和精度的测量要求。     

超声速来流中燃料喷注与凹腔相互作用流场分析

利用基于纳米粒子的PIV (Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场,主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素,分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互作用的表现形式。通过研究发现,喷注动压比为6～8工况下由于凹腔内气体出现大范围回流使得凹腔前缘局部空间出现回流区,影响凹腔上部局部空间剪切层的形成,有效降低喷注与凹腔内气体之间流体的速度,增强了喷注CVP (Counter-rotating vortex pair)对凹腔内气体的卷吸效果;超声速喷注与凹腔混合研究中,喷注出口欠膨胀程度是必要的考虑因素;相同喷注总压条件下,低Ma数更有有利于喷注展向扩展及穿透,以及和凹腔内气体的混合。     

基于CR理论的大柔性机翼几何非线性结构建模

大柔性机翼在气动载荷的作用下,将产生显著的弹性变形,常规线弹性理论的小变形假设不再成立,需要采用能够考虑几何非线性效应的结构模型进行求解。基于CR(Co-Rotational)共旋转有限元理论,把几何非线性大变形分解为刚体的旋转和平移及局部坐标系下的弹性变形,建立了适用于大柔性机翼几何非线性变形描述的结构模型。以大柔性悬臂梁为例,采用载荷增量法,研究了集中弯矩作用下的非线性变形特征,对静力学方法进行了验证,并讨论了耦合加载几何非线性变形特征;以类"太阳神"太阳能布局无人机(UAV)为例,研究了其几何非线性大变形特性。