对液浮喷管技术的初步探讨

文章结合液浮喷管初步探索工作,简要地介绍了研究中所遇到的一些有关基本问题,并就这些问题存在的原因和解决办法进行了初步讨论。文章强调了胶囊的研制是液浮喷管技术的基础和关键,液浮喷管的最突出优点是作动力矩小。对液浮喷管的使用,作者提出了自己的看法。     

美国液浮喷管技术简析

本文侧重分析美国液浮喷管技术研究的特点及使用情况,并简要介绍其过去和现状,对它的今后发展也略作展望,可供参考.     

基于自适应神经网络的柔性关节空间机器人振动抑制控制

针对存在负载变化、建模误差和摩擦干扰的柔性关节空间机器人控制问题,提出了基于奇异摄动的神经网络自适应鲁棒控制方法。首先,通过拉格朗日方程和动量矩守恒定理建立柔性关节漂浮基空间机器人动力学模型;其次,通过奇异摄动理论将动力学模型近似分解表征为刚性的慢变子系统和柔性的快变子系统,针对于慢变子系统,设计基于神经网络补偿的自适应鲁棒控制器;针对于快变子系统,设计柔性补偿器和力矩微分反馈抑制器;最后,基于李雅普诺夫理论证明了控制系统的稳定性。仿真表明:所提出的控制策略是有效的,且在柔性补偿器失效的情况下,采用独立的神经网络自适应鲁棒控制器能够抑制弹性振动,并精确跟踪期望轨迹。     

飞机登机门提升机构卡滞工况仿真与试验

舱门机构卡滞是机构运行时较为常见的状况,对于带有分时凸轮的机构来说,纯刚体假设的结果会产生非常大的计算误差。以某机型前登机门提升机构为例,采用ADAMS柔性体分析方法进行仿真,计算出机构内部载荷,分析各个构件的应力,并辅以试验数据进行验证。结果表明,柔性体假设对于机构分析是一套行之有效的方法。     

柔性翼气动力和变形特性的实验研究

微型飞行器在军、民用领域具有广阔的应用前景,柔性翼是提升微型飞行器的气动性能的有效方法。为了更好地对柔性翼进行控制,对柔性翼变形和振动特性及其对气动力的影响进行了同步测量。研究结果表明,相比于刚性翼,柔性翼使失速迎角推迟了6°,最大升力系数提升了47.4%,升阻比提高了17.8%。柔性翼的周期性振动除了迎角0°~2°呈现大振幅、小静变形特征外,振动的振幅随着迎角增加经历无明显波峰、三波峰到单波峰的转换。升力系数最大时对应的薄膜变形、振动振幅均达到最大。此外,变形最大的弦向位置随迎角的变化决定了俯仰力矩的特性。据此提出了施加弯度和特定频率的振动激励来提升气动性能的主动控制策略。      

大长细比反射镜侧面支撑结构设计与分析

随着近几年离轴三反(Three-Mirror Anastigmat,TMA)相机在大视场高分辨率成像领域的应用,大长细比反射镜的支撑技术成为离轴TMA相机研制的关键技术之一。文章研究的反射镜尺寸达到986mm×246mm,为了使大长细比反射镜的支撑结构同时满足高刚度和高面形稳定的要求,采用理论研究和有限元分析相结合的方法设计了一种侧面柔性支撑结构。分析结果表明,反射镜组件一阶频率达到114.9Hz,在重力和2℃温变耦合下综合面形变化均方根值只有4.9nm,工艺件的力学振动试验结果和仿真分析基本吻合,反射镜支撑结构设计合理,满足空间应用要求。     

变弯度机翼前缘柔性蒙皮优化设计方法与变形机理研究

光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势,针对其变厚度柔性蒙皮,目前的研究主要集中于优化方法设计,而缺乏对蒙皮变形机理和变厚度方案优劣的分析。因此,首先对变弯度前缘设计区域进行了定义,然后开展了变弯度机翼前缘的蒙皮变形机理分析,总结出理想条件下柔性蒙皮的变形机理、实际变形与理想变形产生差异的原因及变厚度柔性蒙皮方案的设计难点和局限性,最后以机理分析为基础,提出了后掠变弯度机翼前缘柔性蒙皮的优化设计方法,并以真实翼型的变弯度前缘翼段为研究对象,完成了变形仿真分析。数值模型实现了变厚度柔性蒙皮的高精度变形,验证了该设计方法的有效性。