带褶皱的等张力体航天服软关节设计与实验

面向未来行星表面探测任务,航天服的活动性能需要进一步提高。为此,应改进航天服软关节的结构形式。根据等张力体形状内部承压时不存在周向应力的理论,在该曲面周向上加入褶片结构,设计出了带褶皱的等张力体关节,使之能够沿周向弯曲或伸展。为验证关节性能,利用柔性单自由度关节测量设备,进行了多次加卸载和不同运动范围的力矩特性研究,分析了关节的几何形态、等容性以及主应力状态,并将该关节与无褶皱的等张力体关节和平褶式关节进行了比较,最后讨论了关节的优化方向。结果表明,在测试的0°~80°范围内,关节力矩较小,最大容积变化为1.6%。关节弯曲时,等张力体曲面上周向应力仍可忽略不计。首次加载与之后的加载有一定的差异,而不同的运动范围对关节活动性能无影响。与其他两种关节形式比较,带褶皱等张力体关节在几何尺寸、运动形态和活动性能上都具有一定的优势。此外,该关节可在结构和材料方面进一步优化。     

一种基于横向压力控制的前体流动特性分析

为了探究前体构型对进气道气动特性的影响,在相同的压缩角度及几何长度下,设计了升力体前体和类乘波体前体两种构型方案。就不同构型对前体/进气道气动特性的影响开展了三维数值模拟研究,并与进气道二维流动进行了对比分析。结果显示,相比于进气道二维流动,三维升力体和类乘波体前体构型在设计状态和不同来流攻角下均存在一定的横向压力梯度,导致进气道流量捕获能力降低,与二维流动差异较大,前者流量系数下降20.3%,后者下降9.0%。相比较而言,类乘波体前体在流量捕获能力及升阻比等方面性能更优。增大类乘波体前体宽度比和前缘角度,可以减小前体横向压力梯度,提高前体/进气道的流量捕获能力,前者提高了升阻比,而后者则降低了升阻比。     

A100钢表面粗糙度与HVOF碳化钨涂层结合强度

采用超音速火焰喷涂方法在AerMet100钢(A100钢)基体上制备了WC10Co4Cr涂层,研究了不同喷砂条件对AerMet100钢表面粗糙度变化及对涂层与基体结合强度的影响.之后将涂层使用化学方法退除,观察涂层制备对AerMet100钢基体表面状态的影响,分析了粗糙度与涂层结合强度之间的关系.结果表明:AerMet100钢基体不同吹砂工艺产生的表面粗糙度 S_a=0.994~4.983 μm时,超音速火焰喷涂WC10Co4Cr涂层的结合强度均不低于72 MPa.喷涂涂层过程对基体表面状态没有较大影响:基体粗糙度 S_a<2 μm时,喷涂后,基体表面的粗糙度略有降低;基体粗糙度 S_a>3 μm时,喷涂后,基体粗糙度略有升高.超音速火焰喷涂的碳化钨钴涂层与AerMet100钢基体的结合同时存在物理与机械力结合,以前者为主要结合力.     

无人机全空域飞行影响因素分析

进入全空域飞行是未来无人机发展的必然趋势,所面临的关键问题是安全性和空中交通管理.根据无人机大、中、小型,低、中、高速并存的特点,分析了无人机安全性和影响其全空域飞行能力的关键因素与改进方法,包括建立分类管理机制,提高自主导航与控制能力,进行动态任务规划,采取协调机制,增强环境感知与规避能力等.进一步提出了无人机空域飞行的建模/仿真理论框架,目标是在提高无人机可靠性的基础上,使其具备全空域飞行能力,从而降低无人机使用成本、提高空域共享能力,实现有人机、无人机共享空域.      

扰动形状对钝头体非对称流动的影响

通过在钝头体头部施加人工扰动块可以得到确定的大攻角下的非对称背涡结构。为了研究扰动块形状对非对称背涡结构的影响,本文在攻角50°、雷诺数Re_D=1.54×105的条件下,利用数值模拟对周向角90°、子午角10°的扰动位置的半球形、D型及方形3种扰动块形状分别进行了研究。研究发现在同一扰动位置,半球形扰动主控下的背涡结构为右涡型,而D型扰动和方形扰动主控下的背涡结构呈现左涡型,且方形扰动主控下的背涡结构的非对称性弱于其他2种扰动主控的非对称背涡。通过分析发现扰动块所引起的微流动直接影响钝头体非对称背涡结构。因此为了更精准地通过施加人工扰动得到确定的非对称背涡结构,应尽量选择形状简单、表面平滑过渡的扰动块形状。      

钇稳定二氧化锆火焰传感器的静态响应特性

以钇稳定二氧化锆（YSZ）火焰传感器为研究对象,利用马弗炉,在873~1 523 K的温度范围内,测量了YSZ火焰传感器对温度的静态响应,获得并分析了传感器的静态校准曲线与静态响应特性。结果表明,YSZ火焰传感器的线性度为12.88%,24 V激励电压下的平均灵敏度为10.02 mV/K,迟滞与重复性指标分别为2.13%和2.22%,传感器间的互换度为1.22%。采用Boltzmann函数能够较为准确地拟合YSZ火焰传感器的静态校准曲线,误差小于±3.5%。YSZ火焰传感器的非线性特征明显,精密度与互换性良好,灵敏度较高,总体性能良好。相较于火焰检测中常用的热电偶和离子火焰传感器,YSZ火焰传感器对火焰温度的响应信号更为稳健,能够有效提高火焰检测的准确度与可靠性。      

双臂机器人协调动力学及其优化

通过引入“虚铰”概念，将双臂机器人协调动力学问题统一归结为约束多体系统的动力学问题。利用子系统牛顿－欧拉递推法获得的单臂机器人的动力学方程以及静力传递与速度传递间的对偶关系，很方便地导出了双臂机器人的动力学方程与回路约束方程，回路约束方程的建立无需增加额外的计算。此外，文中还对双臂机器人协调动力学的求解及其优化问题进行了讨论，最后以一搬运双臂机器人为例进行了动力学的计算机辅助优化，获得了令人满意的结果。文中所得结论对双臂机器人的设计与控制均具有一定的参考价值。     

再入体动导数试验技术

外形短粗、飞行姿态复杂，其动导数量级很小的再入体模型，安装在新研制的尺寸小、厚度薄的整体结构之天平元件上，天平与层支杯相连，由气动活塞推动拨杆，经过拨螺钉撞击模型上的模块并驱使模型作自由振动，从而测量了大攻角（α=0～180°）俯仰、偏航及滚转动导数。10°钝雄模型动校及再人体动导数试验结果与国外类似的数据吻合。     

旋翼—机体耦合动力稳定性的主动控制现状与发展

直升机的地面共振和空中共振主动控制技术是一种新兴的很有发展潜力的技术。目前的控制方法包括桨距控制法和后缘附翼控制法。本文综述国内外学者在这一领域的理论研究工作，并加以评论，指出存在的问题和将来的研究方向。     

“火星探路者”舱伞系统动力学特性仿真研究

目前,国内尚未对“火星探路者”减速下降过程中由“降落伞 后锥体 着陆器”组成的舱伞三体系统的动力学特性进行过相关研究。为了全面掌握“火星探路者”减速下降过程中舱伞系统的动力学特性,采用多体动力学的方法,建立了包括降落伞拉直、充气、全张满、抛防热大底,以及着陆器与后锥体分离等过程的全过程动力学模型,并利用模型仿真研究了“火星探路者”舱伞系统的动力学特性。研究结果表明,火星探测器舱伞系统的速度和姿态稳定所需的时间比地球环境下长、高度损失更大,进入舱纵轴需要较长的时间才能趋于垂直,系统摆角的摆动幅度较大。这些是火星探测器降落伞系统进行开伞点设计和时序设计时需要特别注意的问题,其结论可为中国开展火星探测器降落伞减速系统的设计提供重要参考。