采用SMA驱动的小型空间磁悬浮飞轮锁紧机构

磁悬浮飞轮锁紧机构在卫星发射时锁紧飞轮,减小其振动和冲击载荷;在发射后解锁,保证飞轮正常工作.目前已有的以火工品或步进电机驱动的锁紧机构具有冲击大、体积较大、不可重复使用等缺点.提出了一种采用形状记忆合金(SMA, Shape Memory Alloy)驱动的空间磁悬浮飞轮锁紧机构的设计方案,并在Liang本构模型的基础上发展了机构驱动单元的设计方法.之后,完成了锁紧机构的样机研制和调试,并开展了地面的性能测试、振动试验和高温环境试验.研究结果表明:SMA锁紧机构安装体积小,在星载28 V电压下能在6 s内完全锁紧,在1 s内完全解锁,并能够通过振动和环境实验.SMA驱动的磁悬浮飞轮锁紧机构具有锁紧力大、同步性好、可重复使用、低冲击、无污染等优势,有很大的工程应用潜力.      

AADL2ECPN模型转换方法及其在IMA上的应用

在综合模块化航空电子（IMA）系统应用集成的过程中,对IMA系统的资源配置建模和安全性分析至关重要。首先利用模型转换的方法,提出一套从架构分析和设计语言（AADL）模型到扩展着色Petri 网（ECPN）模型的转换规则,将AADL模型转换为ECPN模型,并且确保在模型转换过程中不丢失任何关键资源建模元素;然后基于目标模型进行后续的安全性分析研究;最后用一个简单例子演示如何应用提出的模型转换方法。结果表明,AADL2ECPN模型转换方法分析IMA系统安全性的可行性。      

高温结构可靠性分析的时变响应面法

高温条件下结构的本构方程和承载能力都随时间变化,传统的结构可靠性模型在分析这种时变结构可靠性问题时效率较低.提出一种可用于高温结构可靠性分析的热响应与响应量阈值均随时间变化的时变响应面法.首先,通过引入结构各基本变量与时间的交叉二次函数并结合Box-Behnken试验设计建立结构热响应量的时变模型;进而,以温度为中间变量,建立结构响应量阈值与时间的函数关系,据此得到用随机过程表示的时变极限状态函数.具体给出了基本变量服从正态分布情形下的结构时变可靠度计算方法.算例分析表明该方法切实可行,能够在保证计算精度的基础上大幅提高计算效率.      

吸气式高超声速飞行器热气动弹性研究进展

吸气式高超声速飞行器是当前航空航天领域研究的热点,该类飞行器通常使用超燃冲压发动机作为推进系统,并采用一体化设计方案,带来了一系列的气动弹性问题。首先阐述了吸气式高超声速飞行器机体/发动机一体化建模研究进展;随后介绍了热气动弹性/推进耦合、控制系统耦合以及不确定性分析等方面的热气动弹性动力学研究进展,并对相关热气动弹性试验研究进行了分析;最后对吸气式高超声速飞行器的热气动弹性问题提出了若干研究建议。      

升力体式浮升混合飞艇多学科设计优化

升力体式混合飞艇是全球远距离大载重运输的重要选择,随着全球贸易的发展,逐渐成为国内外的研究热点。作为航空宇航技术、新能源技术和高性能材料技术相结合的新概念飞行器,混合飞艇设计过程需对多个学科进行综合考虑和优化。为了将多学科设计优化（MDO）方法引入到混合飞艇的总体设计中,将其分解为能源子系统、气动和推进子系统以及结构和重量子系统。在子系统模型构建的基础上,提出具有自适应能力的基于响应面的并行子空间优化（CSSO-RS）算法,将重量平衡和能量平衡作为实现远距离载重运输的约束条件,并提出爬升、日间巡航、滑翔和夜间巡航的多阶段任务剖面,以充分利用太阳能电池、燃料电池和锂电池的优势,实现混合飞艇的最优化设计。优化结果表明:具有自适应能力的优化算法在精确度和计算效率上均有明显的优势,同时重量分配的结果也为混合飞艇结构轻量化设计和能源系统设计提出了更高的要求。      

固体火箭冲压发动机设计点性能优化分析

针对冲压动力飞行器射程优化总体需求,提出了基于飞行器-发动机性能因子的评估方法,建立了固体火箭冲压发动机性能模型及优化设计流程,为总体与动力一体化优化设计提供了支撑。根据典型含硼贫氧推进剂性能分析结果可知,相同马赫数及余气系数下,高度对比冲的影响不明显;相同马赫数下,比冲随余气系数的增加先增加后减小;相同余气系数下,比冲随马赫数的增加而降低;飞发性能因子随马赫数、余气系数的增加先增加后降低,在一定条件下达到最大值。      

GEO/IGSO混合区域导航星座的设计与优化算法

区域导航星座能够以较低成本和较短时间获得目标区域导航能力,且地球同步轨道是构建非极区区域导航星座的重要轨道类型.提出一种基于GEO(地球静止轨道)和IGSO(倾斜地球同步轨道)的区域导航星座设计方法.基于星下点轨迹特性构造对称星座设计参数和优化参数集,并考虑地球扁率长期摄动影响,计算星座轨道参数.以导航服务区的统计GD...     

插装式液控能源选择阀的设计与分析

针对液压系统油源的安全性及可靠性问题,提出油源冗余设计方法,即多油源供给多负载,当某一油源发生故障时能源选择阀切断故障油源,由其他油源给负载提供基本液压能源,系统能完成必须的服役性能。针对液压系统能源选择阀存在的频繁换向与振动问题,提出一种插装式液控能源选择阀,其先导阀采用锥阀和可变阻尼形式,主阀采用三台肩且终端有缓冲功能的滑阀。建立了插装式液控能源选择阀的数学模型,分析了能源选择阀在两种模拟故障下的切换压力及切换时间、油源压力脉动等特性。理论分析结果表明,油源压力阶跃和线性变化时,某能源选择阀切换时间分别为5 ms和7 ms。当压力发生波动时,主阀不会发生振动,还可通过液控先导阀结构设计来控制切换压力和回复压力大小。     

小升阻比载人飞船返回舱的外形设计

载人飞船返回舱的外形设计要满足稳定性、操纵性、配平升阻比、最大过载、最大热流、最大总加热量、机动能力、着陆精度和容积系数等要求。小升阻比返回舱的形状以球冠倒锥形为最优。文中简要地介绍了返回舱外形的选择方法，对球冠钝度、倒锥角、大头拐角相对曲率半径、长细比和最大横截面直径等主要参数的选择作了研究，得出了定性与定量的分析结果。     

恒速运行时交流励磁系统电流线性放大器特性分析

着重研究了恒速情况下交流励磁系统的电流线性放大器特性的实现问题。作者采用了ａｂｃ坐标系统下的凸极同步发电机的数学模型，对交流励磁机带桥式整流电路进行了精确的计算机仿真分析。结果表明，在恒速运行时，电流线性放大器特性的好坏主要取决于电机的电抗负载因素，以及直轴同步电抗大小。通过合理选择电机参数，交流励磁机的电流线性放大器特性可基本得到实现。这对改善电机性能，减轻调压器负担，提高调压精度等有重大意义。