空间多功能在轨维护机器人系统及其末端执行器设计

空间机器人是空间在轨服务的一种重要工具。以合作目标与非合作目标的在轨维护为目的,通过对现有空间机器人研究现状的调研和分析,提出了基于末端工具可快换的多功能在轨维护机器人系统,并提出多种末端执行器设计方案。其中三指-三瓣式末端执行器作为末端工具快换装置,不仅具有机械接口捕获对接的功能,还具有电力/信号传输功能,以及机械臂动力传输功能;钢丝绳缠绕式末端执行器具有优越的容差和软捕获性能,适合用于实现对安装有捕获接口的合作目标以及非合作目标卫星发动机喷管的捕获;而欠驱动三指末端执行器具有良好的待捕获目标物体形状自适应功能以及软捕获功能,因此可用于对空间形状不规则的太空垃圾等目标进行非合作目标捕获。通过对多功能在轨维护机器人系统及其末端工具快换过程以及末端执行器对目标捕获操作的研究,所提出的基于末端工具快换的多功能在轨维护机器人系统有较好的应用前景。     

回填式搅拌摩擦点焊技术研究新进展

回填式搅拌摩擦点焊与传统搅拌摩擦点焊相比,焊缝表面平整、焊点中心没有退出凹孔,具有突出的技术优势,在搅拌摩擦焊尾孔修补等场合尤其具有应用前景。对近年来回填式搅拌摩擦点焊技术研究新进展进行了评述,包括焊接设备开发、焊接过程和成形机理研究、焊缝组织与力学性能分析以及异种材料连接研究,指出焊接机器人、匙孔封闭工艺、焊缝疲劳性能以及铝合金与其他材料之间的连接应该作为重要发展方向。     

高超声速飞行器一体化方法研究

针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法 3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,为3维曲面激波的研究提供了帮助;在乘波原理方面,将乘波原理从外流乘波拓展到内流乘波,继而提出1种兼顾内外流需求的双乘波原理,深化了乘波原理的内涵;在设计方法方面,对于基本流场的气动设计问题,提出更加高效的一体化气动反设计方法。综上分析并归纳出准3维内外流一体化乘波理论与方法,从而在现有"准3维"研究体系上,构建并完善了全3维内外流一体化乘波理论与方法,对于复杂3维超声速内外流一体化设计技术的发展具有一定借鉴作用。     

离散式粗糙元诱导翼型边界层转捩的数值和实验研究

在Ma=0.6来流条件下,针对三维离散式圆柱粗糙元诱导NACA0012翼型边界层转捩问题开展了直接数值模拟(Direct numerical simulation,DNS)和油膜干涉风洞实验研究,分析了粗糙元诱导转捩的机理及粗糙元高度和相邻粗糙元间距对转捩位置的影响。结果表明,翼型表面粗糙元能够通过诱导出三维Λ涡和马蹄涡促进边界层转捩,达到转捩控制的效果。粗糙元高度和相邻粗糙元间距对边界层转捩有影响,且增加粗糙元高度和减小相邻粗糙元间距能够促进转捩。粗糙元高度对转捩的影响大于粗糙元间距,且对粗糙元后方区域影响大,对相邻粗糙元中间区域影响小。     

斜激波入射V形钝前缘溢流口激波干扰研究

针对内转式进气道溢流口这一关键部位所面临的三维复杂激波干扰问题,将溢流口提炼简化为V形钝前缘平板,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,研究了前体斜激波与V形钝前缘溢流口相对位置变化引起的激波干扰的演化规律。结果表明:由于V形钝前缘自身的激波干扰,其驻点前弓形激波的脱体距离较大,波后存在大范围的亚声速区。当斜激波入射在该弓形激波接近正激波的部分时,发生Edney第Ⅳa类激波干扰,该流动结构与V形钝前缘自身带来的三维激波干扰相互耦合,形成多处超声速射流区域;当斜激波入射在该弓形激波亚声速区的声速点附近时,呈现出不同于Edney第Ⅲ类激波干扰的波系结构;当斜激波入射在该弓形激波的超声速部分时,形成的波系结构与Edney第Ⅱ、Ⅵ类激波干扰类似。     

空间构架式可展天线研究进展与展望

概括了构架式可展天线的发展状况,综述了构架式天线在网格划分、结构设计、构型综合、形面精度与可靠性、刚柔多体动力学及展开可控等若干基本问题,详述了构架式可展天线在机械、力学、控制等科技领域的具体研究进展。并总结了构架式可展天线在航天领域需进一步考虑的科学问题及未来的发展方向。     

吸气式空空导弹FADS系统标定研究

针对自主研发的吸气式空空导弹FADS系统,利用FD-12风洞对其进行了标定研究。分析了风洞标定试验的技术特点,提出一种采用变支杆长度方法避开风洞试验台阶波的标定方案,包括支杆设计、模型加工、安装以及测压管路气密性检测等,在风洞中完成标定试验。试验结果表明:在Ma2.0~3.5范围内,FADS系统的测量误差精度全部达到设计目标,其中静压误差≤490Pa（≤3%）、马赫数误差≤0.1、迎角和侧滑角误差≤0.5°;与首次标定相比,各来流参数测量误差均减小,特别是Ma2状态下,静压最大相对误差由11.5%降低到3.0 %,马赫数最大误差由0.15下降到0.10,迎角最大误差由2.5°降低到0.5°,侧滑角最大误差由1.2°降低到0.5°。研究结果可为FADS系统设计提供技术参考。     

锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟

为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用,以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象,采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在三级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程,并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩;通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析,获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理,为后续研究工作奠定了基础。     

气动推力矢量无舵面飞翼的飞行实验

为实现对无舵面飞翼姿态的控制,针对基本型旁路式双喉道气动推力矢量喷管提出了“单发倒Ⅴ双喷管”布局。随后对该布局的喷管进行测力实验,并且最终将其安装在飞行器上进行了成功试飞,并对采集到的飞行数据进行了分析。结果表明:喷管矢量角随喷管阀门开度基本呈线性变化,且无滞回性;安装该布局喷管的飞行器可以不通过舵面控制,仅仅依靠旁路式双喉道气动推力矢量喷管即可有效地控制飞行器姿态;对于所研究的飞行器,在滚转机动性方面,矢量控制与舵面控制效果相近,而对于俯仰机动性,矢量控制效果较弱;后续如果使用该布局喷管控制飞行器姿态时,应当增大两个喷管之间的夹角,将更适用于飞翼布局飞行器的操纵。      

侧滑角对鼓包诱导曲面激波/边界层干扰特性的影响

利用仿真方法对侧滑条件下设计马赫数为2的三维壁面鼓包诱导流场进行了研究。结果表明:随着侧滑角的增大,迎风面的展向压力梯度增大,鼓包表面高压中心向迎风面偏移使得迎风面前缘旋涡强度增强,迎风侧出口总压恢复损失,最终导致鼓包下游流场畸变增加。同时鼓包表面流动拓扑结构表明,随着侧滑角的增加,迎风面分离区的准锥形相似特性增强,而背风面由准锥形相似逐渐发展为准柱形相似。