轻型无人机与飞机风挡碰撞风险研究（英文）

随着无人机应用的快速增长,机场附近和空域已发生了很多重大航空事故和危险征候,无人机的无序飞行对航空运输安全构成了巨大的潜在威胁。以典型轻型无人机和某型商用飞机及其风挡为研究对象,通过有限元仿真方法得到无人机在最严酷姿态下与飞机风挡最薄弱位置碰撞损伤等级及相应的冲击能量区间,以此保守划分损伤严重性等级。在无空中交通指挥干预的情况下无人机与飞机相互独立运动,考虑两机之间的水平最小安全间隔、侧向最小安全间隔以及垂直最小安全间隔的联合约束,通过蒙特卡洛仿真得到无人机与飞机的碰撞概率,并确定碰撞可能性等级。基于损伤严重性等级和碰撞可能性等级的不同组合形成无人机与飞机风挡碰撞的较为保守的定性风险矩阵。研究结果总体表明:在120 m飞行高度下,两机距离超过3 600 m且在典型的俯仰角和航向角工况下发生碰撞风险及其损伤程度较小,否则发生碰撞风险较大且损伤程度较严重。研究结果为无人机的规范性设计制造、局方对无人机运行管控的政策制定以及无人机与载人飞机在同一空域运行的风险评估提供理论依据和实践参考。     

供油瞬态喷油杆内燃油结焦机理及规律数值研究

为获得喷油杆通断循环供油工作模式下,供油瞬间燃油结焦速率陡增机理,本文建立起沿喷杆轴向的一维非稳态热-流-固耦合换热与燃油结焦计算模型。获得不同时刻壁温、油温与结焦速率等参数轴向分布。通过与连续供油模式下的结果进行对比,来分析供油瞬间灼热喷杆内壁对燃油热冲击的影响,以获得结焦速率陡增机理。结果表明通断供油模式下,供油瞬间会迅速形成一尖锐的油温和结焦前体浓度峰值,结焦固相表面反应被迅速激发,结焦速率陡增。在喷杆前端（x=100mm）与底部（x=260mm）附近各存在一结焦速率峰值区域。通断供油模式下,在x=100mm和x=260mm位置处,每个周期供油起始时刻结焦速率峰值分别在5000μg/cm2h和2000μg/cm2h左右,远大于连续供油下的值。但供油结束时刻,供油模式的影响大幅下降。此外通断供油下,供油瞬间热冲击对燃油结焦的影响沿喷杆轴向逐渐减小。减小喷杆供油流量,热冲击的影响有所下降,且随时间先升高后降低。提高进口油温,热冲击的影响显著减小,且随供油时间逐渐降低。     

电机绝缘系统在高频冲击下局部放电试验研究

高频冲击局部放电(PD)测试可以有效的检测电机绝缘系统的绝缘状态。根据传感器的不同,电机绝缘系统在高频冲击下PD测试方法主要有两种:高频电流传感器法和超高频天线法。试验表明:在高频冲击电压下,PD主要发生在冲击的上升沿和下降沿,在同一放电电压下,上升沿和下降沿的PD幅值较大;在风力发电机定子绝缘系统鉴别试验中,随着老化试验的进行,线圈的PD起始电压总体呈下降趋势。通过鉴别试验,可以确定绝缘系统的冲击电压绝缘等级及类型。     

一种新型弱撞击对接机构运动学分析

目前各国在轨应用的对接机构属于硬碰撞式对接机构,在此构型下两航天器在空间进行碰撞接触时撞击能量较大,并且此结构下目标飞行器的对接范围较窄。随着空间探测任务的深入,需要对对接机构提出更高层次的设计要求,因此弱撞击对接机构也将成为空间探测任务中一项重要的研究方向。本文对弱撞击对接机构运动学的正解和反解进行了研究分析,得到了相应的推导公式,并通过MATLAB软件对其进行了算例校验。求解出了对接环运动速度和执行推杆伸出速度的关系,这对弱撞击对接机构的工程研制有很大的应用价值。     

不平衡激励作用下周向加肋机匣振动能量传递机理

为了研究周向加肋机匣对整机振动的抑制机理,采用有限元法建立了加肋机匣-支承-转子耦合结构,结合振动功率流法分析了在转子不平衡激励作用下周向加肋机匣中的振动能量传递机理。 结果表明:机匣周向加肋筋诱导出的能量涡流场能够分流和耗散掉部分由转子传递至机匣的振动能量;机匣周向加肋筋改变了振动能量的传递路径,减小了机匣与支板连接处振动能量的回流现象;振动能量传递到机匣周向加肋筋后发生传递波波形的转换,携带大部分振动能量的弯曲波转换为纵波并沿加肋筋周向传递,阻断振动能量沿轴向传递至整机其他部位。 研究结果可为航空发动机结构设计以及整机减振提供参考。      

基于模糊逻辑的飞机电推进系统能量管理策略研究

为了提升飞机电推进动力系统的关键性能,需要设计和优化内部能量管理控制策略并实现功率合理分配。本文基于MATLAB/Simulink平台,建立了电推进动力系统仿真模型,并在能量管理系统模块中提出了基于模糊逻辑的能量管理策略（EMS）,其用于动力系统内部的功率分配和控制。针对从滑跑直到巡航稳定点的飞行任务段,对电推进动力系统进行了时段级仿真实验,研究了氢气消耗量等量化指标的表现。在此基础之上,基于遗传算法的优化方法,对模糊控制系统的隶属度函数参数进行了寻优。计算结果表明,在本文基于模糊逻辑的EMS作用下电推进动力系统的氢气消耗量减少9.27%,而且氢燃料电池功率波动剧烈程度减少25.11%;优化后,主指标氢气消耗量进一步减少6.5%,同时次要指标的变化被约束。     

KrF激光照射约束层靶驱动产生高速飞片研究

微小空间碎片的超高速撞击对航天器性能有重要影响。为了研究撞击损伤机制,在"天光一号"装置上开展了Kr F准分子激光照射约束层靶产生高速飞片的实验研究,利用成像速度干涉仪(Imaging-VISAR)对飞片自由面速度进行诊断。采用1.9 J准分子激光将10μm的Al飞片加速至12 km/s,且整个过程为准等熵加载。研究结果表明准等熵加载下激光能量转化为飞片动能的效率(达39.4%)比冲击加载要高得多,飞片速度也高于后者。     

升浮一体飞行器总体参数设计方法

临近空间飞行器近年来得到了广泛的关注和研究。为克服传统飞艇和太阳能飞机尺寸大、抗风能力差的缺点,本文提出了一种升浮一体飞行器概念方案,并对其总体参数设计方法进行研究。以能量平衡分析为核心,建立了太阳能电池系统、燃料电池系统、推进系统等子系统的数学模型,给出了适合于该飞行器的总体参数设计方法,并对总体设计参数进行了研究。结果表明,升浮一体飞行器相对于传统飞艇,体积下降了53%,长度下降了22%,起飞重量下降了4%。相对于固定翼太阳能飞机,翼展下降了52%,机翼面积减小了56%,起飞重量下降了3.5%。该类飞行器总体参数对飞行速度非常敏感,飞行速度从30 m/s提高至40 m/s时,起飞重量增加约1倍,艇体体积增大77%。提高太阳能电池、燃料电池和螺旋桨效率可有效降低起飞重量,且升浮一体飞行器比传统飞艇对上述参数更敏感。     

不同冲击能量对层合板损伤及剩余强度的影响

基于三维逐渐损伤理论和全程分析方法,对复合材料层合板在冲击载荷及冲击后静载荷下的损伤过程进行分析,重点研究不同冲击能量对两种不同铺层参数、不同几何尺寸的T300/BMP-316复合材料层合板的损伤产生与扩展过程以及剩余强度的影响规律.结果表明:复合材料层合板存在可使其剩余强度急剧下降的冲击能门槛值.对于T300/BMP-316复合材料层合板而言,其冲击能量的门槛值介于5.0～5.5J之间;在冲击过程中,冲头下落速度具有一定的波动性,且不同铺层参数将影响冲击后复合材料层合板表面的凹痕深度.      

日球层内外能量中性原子的探测

能量中性原子(Energetic Neutral Atoms, ENA, 简称能原子)是指在日球层内外空间, 拥有>0.1keV动能的原子.在此空间领域并没有温度>106K的中性气体, 但却充满动能>0.1keV的正离子.因此能原子A应该是A+离子与原地稀薄气体B原子或分子交换电荷所产生的, 即A++B→A+B+. 电荷交换涉及极小的动能变化, 新生的能原子A和离子B+基本上各自保持原有动能. 离子B+随即被当地磁场俘获, 能原子A则脱离磁场约束并携带其原属离子群的成分和能量信息而直线运动, 成为遥测空间等离子体的有效媒介. 美国人造卫星 IBEX (Interstellar Boundary Explorer) 直接探测得到来自日球层以外星际空间的能原子, 大幅延伸了利用能原子遥测空间等离子体的领域. 本文据此论述了空间能原子的发现, 综述了探测空间能原子的基本概念与实例、取得的主要成果、仪器设计和研制进展以及未来空间利用能原子遥测的发展趋势.