航天器组件声振组合环境试验与仿真技术

研究了某航天器太阳电池板的声振组合环境试验技术,并使用FE-SEA混合方法和耦合FE/BEM方法建立了太阳电池板的仿真模型,进行了声振组合激励下的响应仿真预示。仿真结果和试验结果的对比分析结果表明:声振组合试验对航天器组件的考核更充分;耦合FE/BEM方法更适合进行低频响应分析,而FE-SEA混合方法在中高频段更具优势,且两种方法的仿真预示响应和试验结果基本一致。     

声振和静电场耦合作用下漏电介质平面液膜的线性不稳定性

在超声电喷推力器中,声振与电场力共同作用使得液膜界面失稳破裂,进而发射液滴并产生推力.为了揭示超声电喷推力器中液膜初始失稳的物理机制,针对超声与电场力耦合作用下液膜的线性不稳定性进行了理论研究.基于Floquet理论,对声振和静电场耦合作用下漏电介质平面液膜进行了线性不稳定性分析,求解了扰动增长率、频率与波数之间的色散关系,通过绘制色散曲线,获得电学、振荡及物性参数对线性失稳的影响规律.结果表明,根据极板间距与液膜厚度之比的不同,液体电导率和介电常数对不稳定性的影响规律会发生改变.当参数不稳定区域增长率较大时,电场力的增强会促进失稳,而当参数不稳定区域增长率较小时,电场力的增强会抑制失稳.     

飞机航线飞行轨迹稳定性和机动能力分析

对一起迅速下降高度的飞行事件进行了分析和讨论：高空小速度飞行使飞机进入轨迹不稳定区域导致飞行速度越来越小,高空小速度飞行机动能力减弱使飞机进入抖振边界导致失速,飞机迅速下降高度,最后给出了安全飞行的建议。     

主起落架纵向抖振的动态特性研究

通过建立主起落架及各元件的力学计算模型,对其在纵向抖振过程中的动态特性进行了动力学仿真研究 ;给出了反映其动态特性的仿真曲线 ;讨论了主起落架支柱刚度等结构参数对主起落架纵向抖振的影响     

NASA标准有效载荷声振试验规范7001介绍

文章详细介绍了NASA-STD-7001声振试验标准的范围和适用性,试验方法和剪裁原则,以及数据处理和环境预示,对我国航天器环境试验具有重要的参考价值.     

黏弹减摆器非线性特性对直升机前飞空中共振的影响分析

提出了一种基于复模量的黏弹减摆器非线性VKS改进模型,得到了减摆器单频及双频条件下复模量随动幅值变化的非线性特性;采用Floquet传递矩阵法计算了某直升机摆振后退型模态阻尼随前进比的变化。结果表明:直升机前飞时减摆器处于双频工作状态,与悬停时相比,空载及满载时耗能模量分别下降了50%及60%左右;从悬停转入前飞,空载时摆振后退型模态阻尼下降30%、满载时下降37%左右。     

来流条件对微燃烧室中庚烷燃烧特性的影响

为了通过改变来流条件提高微燃烧器中火焰的稳定性,使用液体正庚烷作为燃料,在内径为4mm的微燃烧室中,对不同庚烷流量和氧气浓度下庚烷液滴的燃烧特性进行了实验研究。结果表明,固定当量比为0.9,庚烷流量由10μL/min增大到30μL/min时,点火时间缩短,液滴滴落并形成液膜,液膜对点火以及稳定火焰有利。固定来流速度为0.33m/s时,加入氧气后,火焰出现瞬时喷射现象,但火焰不会熄灭。增加氧气浓度可以缩短点火时间,增强火焰稳定性。随着氧气浓度的增大,火焰长度总体上先增大后减小。燃烧声振呈现出低频特性,氧气浓度为0.46时声振最为强烈。     

二阶滑模控制在十字梁控制实验系统中的应用

为了削弱传统滑模控制在十字梁实验系统中应用所产生的抖振问题,运用了高阶滑模的设计思想设计了多输入多输出十字梁试验系统的输出跟踪二阶滑模控制器,从而实现了高阶滑模在多输入多输出系统中的应用,并对该系统进行了仿真,仿真结果表明,二阶滑模控制器能够有效地削弱系统产生的抖振.      

空间用石英挠性加速度计摆片断裂特性研究

空间用石英加速度计是以熔融石英玻璃经特种加工形成石英挠性摆作为主要结构。石英材料很脆,石英加速度计在空间振动、冲击、高低温变化等恶劣环境下使用,容易造成摆片挠性支撑处断裂。文章通过试验,对其进行了断裂特性研究,获得了一系列重要数据和结论,可为空间用石黄挠性加速度计的设计与应用提供参考。     

GPS锁定晶体振荡器的数据处理方法研究

针对GPS锁定晶振频率标准,提出了一种滑动平均值法滤波方法,通过这种算法建立新的取样值与历史取样值相关性,适当选取取样点数形成滑动滤波窗口,改变滑动滤波窗口大小,能有效克服GPS接收机输出的1×10^-6的波动影响,可以在很短的时间间隔内解算出被控晶振与GPS的偏差值。应用于控制算法,不断修正压控晶振的频率,使晶体振荡器锁定在GPS频率标准上。