气膜约束对轴系固有频率影响的试验

对10kg转子进行自由状态和有气膜约束两种状态下的试验模态分析,试验结果给出了转子平动、锥动和一阶弯曲时的固有频率及其振型等模态参数,分析了轴承供气压力变化对轴系固有频率的影响.进行了轴系升降速试验,结果表明:气膜约束下的模态分析结果比自由状态下的更接近于升降速试验的结果.试验结果为气体轴系固有频率的确定以及控制参数的选取提供了依据,也为下一步轴系振动控制奠定了基础.      

一种跟随式大磁矩磁力矩器高反电势抑制技术

摘要： 提出一种可以实现大磁矩磁力矩器磁棒电流续流时间自动调节的控制方法,该方法既可以抑制大磁矩磁力矩器高反电势的产生,又无需增加功率器件为磁棒电流提供续流回路,大幅减小控制线路的体积及热设计难度,同时可以满足输出磁矩在小幅值内频繁变换方向的使用要求.     

一种针对金星探测器的姿态指向设计

摘要： 金星探测需要超长距离低码率传输,因而金星探测器需要保持其数传天线指向地球.相对于地球轨道飞行器来说,金星探测器距离太阳更近,需要固定散热面来维持探测器内的温度.提供一种基于在金星探测器偏置安装天线的姿态指向设计,能够保证从金星向地球传输数据并且维持散热面远离太阳.而此设计旨在减少数传天线的数量至一根同时将两个固定平面作为散热面.还提供两种详细方案来控制姿态机动来保证在数传天线始终指向地球的同时在特定节点切换散热面.     

基于InGaAs器件的空间高速捕跟探测组件设计与实现

提出一种基于InGaAs焦平面器件的空间高速捕跟成像组件设计方法,阐述了系统工作原理及主要模块实现方式,分析了测试方法和验证结果.方案以InGaAs焦平面器件为核心,采用主控FPGA控制工作模式及交互通信、4路图像信号经前置单端电流驱动以及差分功率放大和AD转换后输入主控FPGA进行图像信号处理输出.针对空间环境特点,通过器件选用、电路优化、抗单粒子设计等防护措施进行了系统加固.基于刷新重构FP-GA设计了具备灵活在轨图像校正补偿、系统优化重构,主控FPGA程序定时刷新的功能模块.实现产品具有全幅高帧频6 kfps输出、-85 dBm像元灵敏度、69 dB宽动态范围的性能,具备低延迟高帧频快速图像处理的特性,可满足空间多轨道激光通信捕获跟踪及短波红外遥感成像需求.     

基于改进Voronoi图的巡航导弹来袭航路判断

用改进Voronoi图对敌巡航导弹来袭航路判断进行研究.对战场环境建模构造基础Voronoi图并作改进,建立了基于不同威胁体的Voronoi图,给出了巡航导弹突防概率计算模型,构造了Fuzzy图的模糊最大树,判断巡航导弹可能来袭航路.     

多核心机的涡扇发动机原理分析

说明了多核心机的涡扇发动机的结构原理。其结构与常规的三轴涡扇发动机的主要区别在于：发动机的核心机部分由环绕发动机轴线均布的多个子核心机单元体所组成,并采有了中压空气冷却措施,是一种具有独特结构和热力循环的新结构概念的涡扇发动机。通过对多核心机的涡扇发动机的热力循环论计算和结构原理分析,论述了超高压比的条件下具有的突出优点。多核心设计可以克服超高压比条件下常规涡扇发动机的压气机效率和稳定工作裕度严重下降的困难,实现超高压比,低耗油度,由于采用了中压空气冷却,在燃烧室出口温度不变的条件下,提高燃烧室加温比和发动机的单位推力,多核心机可缓解部件可靠性设计的诸多技术难题,加之采用单元体结构设计,使其具有高的可靠性,安全性和可维护性。     

基于COSMIC掩星精密定轨数据的等离子体层电子含量研究

等离子体层是日地环境重要的组成部分.本文利用COSMIC掩星精密定轨数据经处理后得到的podTec文件获取等离子体层电子含量(PEC)对等离子体层进行研究.将podTec数据进行处理后获得的PEC(pod-PEC)和IRI-Plas经验模型提供的PEC(IRI-PEC)进行对比,发现pod-PEC与IRI-PEC符合得...     

液体火箭发动机组件热真空虚拟试验技术

相比真实热真空试验,虚拟热真空试验能够有效降低研制成本,缩短研制周期.针对液体火箭发动机组件开展热真空虚拟试验技术研究,基于Sinda-fluint热分析软件建立了由真空舱、热沉、石英灯阵和具体发动机组件构成的热真空虚拟试验平台.热真空虚拟试验中存在大量的面面辐射换热,计算消耗极大,针对该问题采用蒙特卡洛光学追踪法进行...     

地面系留对直升机动力响应的影响

 建立了系留状态下直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,无铰旋翼简化为当量铰刚性桨叶模型,假定机体是刚性体并受起落架和系留索的约束,系留索静态时松弛并只能承受拉力。采用数值仿真研究了系留对模型旋翼地面共振的影响,对初始扰动和旋翼转速对系统动力学行为的影响也进行了仿真研究。对于无系留的模型旋翼来说,在任何转速下没有出现不稳定现象;地面系留时系统会呈现稳定响应、极限环以及大幅值振荡等非线性动力学行为,大幅值振荡将使系留索、接头和支持结构承受破坏性动力载荷。     

高超声速飞行器推进模块的设计参数分析

通过斜激波理论、准一维工程估算和特征线方法建立了一个与飞行器机体一体化的推进系统模块的气动分析模型,其中采用参考温度法估算模块的粘性效应。在此基础上分别研究了飞行器前体长度、前缘角及推进模块宽度等关键设计参数对推进模块气动性能的影响。结果表明:增大模块前体长度将使模块的升力、净推力和比冲先增后降;增加前缘角将增加升力,但降低净推力;增加模块宽度会导致等效升力下降。因此,在设计此类高超声速巡航飞行器时,应采用模块化的推进系统并折衷选择前体长度和前缘角的大小。