一种临近空间升浮一体飞行器气动布局设计研究

应用理论方法和数值模拟方法开展升浮一体太阳能无人机气动布局设计研究,通过优化选形设计获得高升阻比气动布局,对比两种方法的计算结果以及分析存在差别的原因;应用张线天平支撑风洞试验测试技术,对设计布局开展实验验证研究,建立大展弦比的双机身气动布局风洞试验测试方法,分析了不同雷诺数下实验模型的纵向和横向气动特性影响。研究结果表明:风洞试验结果与设计结果吻合良好,验证了设计结果的可靠性,获得了对总体设计具有指导意义的结论和试验数据结果。     

高超声速飞行体亚密湍流尾迹RCS特性的相似规律研究

再入或临近空间高超声速飞行器在大气层中飞行时,会形成等离子体绕流和尾迹,将严重影响飞行器的电磁散射特性,从而使得临近空间高超声速飞行器表现出与大气层内常规飞行器和大气层外轨道飞行器在电磁散射特性上的明显不同,对飞行器的探测、跟踪带来新的挑战。弹道靶是高超声速飞行器尾迹电磁散射特性研究的重要设备,为了由弹道靶试验结果外推出真实飞行条件下亚密湍流尾迹的RCS,本文从高超声速流场模拟的双缩尺率和亚密湍流尾迹RCS模拟的Born近似出发,推导出真实飞行条件下和地面弹道靶试验之间亚密湍流尾迹RCS模拟的一种相似规律,推导结果显示当D1/D2=η,V∞1=V∞2,ρ∞1/ρ∞2=1/η,ω1/ω2=λ2/λ1=1/η时,雷达散射截面服从σ1/σ2=η4的相似规律。推导出的相似规律可以为超高速飞行器亚密湍流尾迹RCS研究提供技术支持。     

2014空间探测活动概览

2014年,国际空间探测活动十分活跃。欧洲的罗塞塔彗星探测器于8月进入了彗星67P的近距轨道;美国和印度的火星探测器分别于9月进入火星轨道;日本则计划在2014年年底用H-2A火箭发射第2个小行星探测器“隼”-2。     

多重纳米结构轻质高强铝基复合材料的制备和组织性能

为了研究多重纳米结构对块体材料强化和变形能力的影响机制,采用粉末冶金法制备了多重纳米结构的B4C颗粒增强铝基复合材料,并对复合材料的强化和形变破坏机制进行了定量和定性的讨论。由100%球磨复合粉末制备的块体复合材料的室温压缩强度为670MPa;当加入10vol%气雾化态的Al2024粉末后,复合材料的室温压缩强度升高到1.115GPa;之后随着气雾化态Al2024粉末含量的增加,复合材料的强度逐渐下降,但是没有产生明显的塑性变形;当气雾化态Al2024粉末的含量增加到50vol%时,复合材料的压缩强度下降到580MPa,断裂前变形率达到了10%。扫描电镜(SEM)和透射电镜(TEM)的分析结果显示,亚微米级的B4C颗粒、位错以及纳米晶基体分别通过Orowan强化、位错强化和细晶强化机制对复合材料进行强化;粗晶Al2024区域与复合结构区域的比例显著影响复合材料的形变及破坏机制。     

空间遥操作任务中显控界面关键技术研究进展

为提高空间站机械臂等空间遥操作任务的操作表现,提升操作者的临场感是一项重要的技术途径。为此,须开展显控界面的工效学设计。结合目前国内外研究文献,分别就视觉实景界面,增强现实界面,对抗时延的操作策略,语音、力觉交互以及预警机制等几项关键技术进行了梳理和讨论,并提出了几项空间遥操作人机界面可以深入展开的研究方向。     

应用协同射流控制的临近空间螺旋桨高增效方法

基于雷诺平均Navier-Stokes方程与多块搭接网格技术,数值模拟了协同射流(CFJ)翼型及桨叶的黏性绕流,分析了CFJ技术的增升减阻效果及工作机理。研究了CFJ的功率及效能比的分析方法,量化分析了CFJ的能量利用率。开展了喷口大小、喷口动量系数等参数对CFJ翼型性能的影响规律研究,并在此基础上开展了应用CFJ的临近空间螺旋桨高增效方法研究。结果表明:数值模拟结果与实验值吻合良好,在不同状态下,CFJ控制技术均能显著改善翼型气动性能。其中,最大升力系数提高了60%~130%;阻力系数降低了100%~440%,部分小迎角工况甚至出现负阻力系数,升阻比显著提高;翼型失速特性明显改善,失速迎角提高了近10°;能量利用率高,效能比可达440%。最终,在最优参数条件设置下,采用基于CFJ控制技术的临近空间螺旋桨可提高效率5%以上。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响

为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。     

Friction moment analysis of space gyroscope bearing with ribbon cage under ultra-low oscillatory motion

This paper presents the model of calculating the total friction moment of space gyroscope ball bearings which usually work under ultra-low oscillatory motion and are very sensitive to the friction moment. The aim is to know the proportion of the friction moment caused by each frictional source in the bearing＇s total friction moment, which is helpful to optimize the bearing design to deduce the friction moment. In the model, the cage dynamic equations considering six degree-of-freedom and the balls dynamic equations considering two degree-of-freedom were solved.The good trends with different loads between the measured friction moments and computational results prove that the model under constant rate was validated. The computational results show that when the speed was set at 5 r/min, the bearing＇s maximum total friction moment when oscillation occurred was obviously larger than that occurred at a constant rate. At the onset of each oscillatory motion, the proportion of the friction moment caused by cage in the bearing＇s total friction moment was very high, and it increased with the increasing speed. The analyses of different cage thicknesses and different clearances between cage pocket and ball show that smaller thickness and clearance were preferred.     

航空发动机液压管路静压力损失分析及试验验证

液压机械装置(HMU)燃油管路的设计是否合理将直接影响到油液静压力的传递损失和各液压元件的工作特性.为了研究燃油管路内部流动损失机理,验证相关计算方法的置信度,针对典型管路静压力损失,采用锐边节流公式和短管节流公式进行了理论计算,并进行了CFD仿真分析,对计算结果进行了试验验证.计算与试验结果对比分析表明:液流的静压力损失主要出现在进口环腔与管路的交界处,管路下游液流的静压力与出口环腔内一致;锐边节流公式的计算结果相对偏大,而短管节流公式的计算结果更接近于试验值.     

基于状态观测器的空间机械臂关节故障诊断

为了实时检测空间机械臂关节故障的发生并获得有效的故障信息,提出一种基于状态观测器的关节故障诊断方法。通过结合滑模变结构控制理论设计滑模状态观测器,获得机械臂各运行状态的残差信息,并将其与设定的阈值比较,实现关节故障的检测。进而引入不同的故障模式,构建故障数据库,将实际关节故障所导致的机械臂故障残差信息与故障数据库对比,完成故障发生位置及其故障程度的识别。所提诊断方法考虑了空间机械臂系统内部强耦合特性,能够及时检测故障的发生并获取有效的故障信息。最后以7自由度空间机械臂为对象开展数值仿真研究,验证了所提关节故障诊断方法的有效性。