一种空间有源太阳翼铰链机构设计与研究

针对某空间微纳卫星太阳翼铰链机构的任务需求,设计了一种采用空间步进电机、无刷旋变、减速机构、微动开关、可重复部署展收和锁定的适应空间应用环境的轻质小型化、高可靠太阳翼铰链机构,开展了整机模态参数分析,并完成了工程样机试验验证。试验结果表明,该机构具有较高的定位精度、较大的负载能力和较好的环境适应性,可为后续空间有源微纳卫星太阳翼铰链机构研制提供参考。     

基于数值模拟的印制电路板低透锡率焊盘焊接温度分析

部分印制电路板通孔焊盘与接地层连接,手工焊接过程中接地层散热严重,焊点透锡率不足。为解决此问题,通过ABAQUS软件计算多层印制板手工焊接普通焊盘、低透锡率焊盘的温度分布情况,分析整板预热对温度及透锡率的影响。分析结果显示,未预热状态下低透锡率焊盘的镀铜层散失热量约为普通焊盘孔的4倍,低透锡率焊盘孔非焊接面温度为125～126℃,远低于锡铅共晶焊料熔点(183℃);预热85、100、115℃情况下低透锡率焊盘非焊接面温度分别提高至171.5、179、187.5℃。模拟与实验结果表明,整板预热85～115℃可有效改善通孔焊盘透锡率、提高焊点服役可靠性。     

六自由度平台角位置测量精度方法

目前,六自由度平台角位置精度的测量大多采用激光跟踪仪等仪器进行,其测量成本高且测试原理及操作过程较为复杂。针对这一问题,提出了一种测量成本低、测试方法及操作较为简单的六自由度平台角位置精度测量方法,其主要包括六自由度平台的角位置测量精度以及角位置测量重复性。应用倾角仪对该平台横滚和俯仰两个方向的精度等进行了测量,使用光电自准直仪配合360多齿分度盘对该平台偏航方向的精度等进行了测量,测量结果表明：该测量方法能够准确快速测量出六自由度平台的角位置测量精度及角位置测量重复性,通过实验测出某Stewart六自由度平台横滚、俯仰及偏航方向的运动范围均为-10°~+10°,角位置测量精度分别达到0.012°、0.009°、0.018°,角位置测量重复性分别达到0.005°、0.007°、0.001°,能够很好地满足六自由度平台的技术指标。     

真实运行状态下叶顶间隙尺寸波动对跨声速转子气动性能的影响研究

为分析跨声速转子实时波动的叶顶间隙尺寸对气动性能的影响,对跨声速压气机转子真实运行状态下一个稳定工况实时波动的叶顶间隙数据进行统计分析,获得了叶顶间隙尺寸的总体水平、波动幅值和概率分布形式。以跨声速压气机转子NASA Rotor 37为研究对象,采用非嵌入式混沌多项式不确定性量化方法,对100%转速下近失速和峰值效率两个工况施加相同叶顶间隙波动对跨声速转子气动性能的影响进行了不确定性量化分析。结果表明,真实运行状态下叶顶间隙波动对气动性能的总体水平无影响,但会缩小喘振裕度3.75%;近失速工况对叶顶间隙波动更为敏感,各参数的相对波动幅值均较峰值效率工况有所增大,等熵效率受叶顶间隙波动的影响比质量流量和总压比大;近失速工况下叶顶间隙波动在叶高方向上的影响范围和强度均大于峰值效率工况,98%叶高位置处静压系数和总压损失系数最大相对波动幅值分别可达14.84%和5%。峰值效率工况下流场中的不确定性主要由叶顶泄漏流及其与激波相互作用引起;而近失速工况下流场当中的不确定性则是由激波和吸力面分离流动起主要作用。     

航空发动机进气总压畸变地面试验测试技术进展

航空发动机3 种常见进气畸变形式为总压畸变、旋流畸变和总温畸变。进气总压畸变涉及进气道/发动机兼容性评估、 发动机稳定性评估、飞行包线预测等多方面,是影响发动机稳定性和性能的重要因素。近些年国内外研究人员关于进气总压畸变开 展了大量进气道试验、发动机部件试验以及整机试验等地面模拟试验,其中利用畸变发生器模拟发动机进口畸变环境的地面试验 备受关注。结合国内外关于进气总压畸变地面模拟试验的研究现状,总结了试验中所涉及的畸变发生器类型和安装位置、AIP选取 位置和总压测试方案以及其他截面测试方案等,分析了在畸变发生器安装位置和AIP 位置选取中以及AIP 总压测试方案设计中需 要考虑的因素,并对发动机进气总压畸变地面试验测试方法的发展趋势进行了展望。     

高温低红外辐射表面材料研究进展

高温环境严重影响了军用飞机的红外隐身性能,开展高温低红外辐射表面材料研究成为当前军用飞机隐身研究的重要课题。针对当前高温环境对低红外辐射表面材料的性能要求,介绍了可用于高温环境使用的金属类表面材料、无机氧化物类表面材料和光子晶体类表面材料的研究和发展状况。目前低红外辐射材料在提高材料耐热性能和降低红外辐射率方面距离实际应用仍存在一定差距,涂层制备方法和高温作用对于涂层性能的影响还需要充分研究。有必要在理论基础、制备工艺、耐热性与辐射性的统筹协调等方面开展深入研究。     

1.5级大子午扩张涡轮非定常流动和传热特性分析

大子午扩张涡轮端壁二次流与热负荷之间的关系,对于端壁冷却非常重要。本文采用几何约化法,对某1.5级大子午扩张涡轮进行数值模拟,研究了大子午扩张涡轮上端壁非定常流动和传热特性。计算结果表明：大子午扩张涡轮上通道涡尺度较大且位置发生改变,沿径向向下移动约20%叶高;R1出口泄漏涡、通道涡和尾迹是造成S2流动和传热非定常性的主要因素;传热与二次流密切相关,对传热研究必须与流动相结合。研究结果将有助于提高对大子午扩张涡轮端壁非定常流动和传热特性的认识。     

三自由度GMA油膜轴承可视化实验装置

给出了一种三自由度超磁致伸缩驱动器（GMA）油膜轴承可视化实验装置,介绍了它的组成、工作原理及调整方法。该实验装置利用涡轮蜗杆-丝杠传动机构调整实验主轴竖直高度,采用十字滑台、GMA、模具弹簧调整实验轴承在水平面的位置,方便改变实验轴承偏心率,并可利用GMA控制轴承座,减少转子系统振动。在实验台上,进行了椭圆轴承油膜的温度和压力测量以及轴心静平衡位置调整实验。结果表明:通过控制椭圆轴承短轴油膜来调整所支撑转子系统轴心静平衡位置的效果更明显。该实验台可以采集旋转速度在0~10 000 r/min之间的转子轴心轨迹、控制转子工频振动、观察油膜和气穴的形成与破裂实验,为GMA油膜轴承动态性能实验研究打下了一定基础。      

油滴与铝合金壁面的碰撞试验

机械零部件喷油或滴油润滑方式下油滴与零件表面碰撞后形成的沉积油膜流动特性决定着零件表面润滑油膜的分布特征和零件的润滑状态,对于这一润滑现象的深入理解需要对油滴与金属固体壁面碰撞及其后沉积油膜的流动铺展行为进行研究。建立了油滴与铝合金壁面碰撞的试验装置,采用高速相机拍摄了油滴与铝合金壁面碰撞及其后沉积油膜的流动铺展与形貌演化过程,分析了碰撞油滴的变形及沉积油膜的铺展与回缩历程,探讨了碰撞条件和润滑油黏度对沉积油膜流动铺展特性的影响。结果表明:与铝合金壁面碰撞后形成的沉积油膜铺展较快而回缩较为缓慢,没有明显的整体回缩现象和振荡过程。较小碰撞角度下,铺展初期油滴与壁面之间存在轻微滑移现象,受重力和铺展能量的作用,铺展后期油膜发生断裂并溅射离开壁面,但没有二次油滴生成。前铺展因子随着碰撞角度的减小和碰撞速度的增加而增大,后铺展因子则随着两者的增大而增大。油滴直径对前、后铺展因子的影响不太明显。