一种空间超大型可展开柔性聚光器

面向空间太阳能电站（SSPS）对大口径太阳能聚光器的应用需求,提出一种超大型、轻量化、高精度的空间可展开柔性聚光器的新构型。采取理论建模、计算仿真、优化设计相结合的方法对其抛物面构型原理、展开机构折展原理、展开态结构稳定性、动态聚焦精度等问题进行研究,并完成大口径可展开柔性聚光器的设计。提出了基于多层弹性花瓣镜体复合结构的大口径柔性聚光器优化创新设计方法。由于采用薄板柔索结构,本聚光器具有精度高、展收体积比大、质量轻、在线控制简单等优点,为空间太阳能电站千米级聚光器提供一种创新设计方法。     

平面叶栅尾流板开孔率对跨声速涡轮叶栅流道影响的数值分析

跨声速平面叶栅风洞中通常通过尾流板来改善平面叶栅周期性,针对尾流板的设计需求,利用数值模拟的方法,研究了尾流板在15%、30%、50%开孔率下对实验叶栅的影响。数值分析结果表明:叶栅尾缘激波在自由边界上反射后,返回到叶栅通道中,破坏了叶栅通道的周期性;开槽尾流板减少了反射波对叶栅通道的影响,减弱叶栅尾缘激波的反射波强度,在某特定情况下能使反射波变成膨胀波,从而提高了叶栅通道周期性;尾流板开孔率为15%时能极大地改善平面叶栅通道的周期性,相对于开孔率为50%时叶栅的周期性误差降低约16.43%。      

跨声速轴流压气机的失速发展机理

为了研究跨声速轴流压气机由近失速工况发展为失速工况的动态演化机理,对跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 37进行了多通道全三维数值模拟,着重分析了激波及前缘溢流对失速发展的影响。结果显示:在峰值效率工况下,叶片通道内存在一道斜激波;在失速工况下,斜激波演化为脱体激波。泄漏涡通过脱体激波后发生破碎,破碎的泄漏涡在向通道下游发展的过程中,受逆压梯度的影响,在通道中部形成一个明显的涡结构。在失速工况初期,由于泄漏涡的自维持现象,前缘溢流现象随着叶顶阻塞区的周期性发展而间歇性出现;随着流量的降低,通道阻塞程度逐渐增加,会出现前缘溢流一直存在的现象,这一特性可以作为流场开始急剧恶化的标志。     

抗扰动复合非线性伺服控制器的设计与应用

针对典型的电机伺服系统,提出了一种鲁棒复合非线性伺服控制器的离散域设计方案。把系统的扰动和不确定性归结为一个斜坡信号(其变化率恒定),设计一个降维线性扩展状态观测器,对系统未测量状态和未知扰动加以估计。把设计的控制律应用于永磁同步伺服电机,先在MATLAB上进行仿真分析,随后基于TMS320F28335DSC进行试验测试。结果表明系统在各种类型扰动作用下,对目标位置都能实现快速、平稳和准确的跟踪,具有较好的鲁棒性。     

液体推进燃料着火特性影响因子与活化能分析

采用反射激波管实验台,对液体推进燃料RP-3着火特性进行了实验研究,并分析了燃料的表观活化能。采用了最大OH-光谱斜率倒推法确定着火终点,判定得到了液体推进燃料的着火特性,并对不同燃料体积分数下的着火延迟进行了归一化处理。结果表明:推进燃料的表观活化能差异不大,约为154～171kJ/mol;对各参数影响因子进行分析,着火延迟时间与当量比成正比关系,与燃料体积分数和混合气压力成反比关系;与JP-10比较发现,着火特性数据受燃料体积分数、当量比的影响因子几乎相等。      

关于大容量高速立式电机加装大转动惯量飞轮的设计研究

电机在发生事故突然失电时,为确保系统安全,要求电机能拖动设备依靠自身惯量,继续运转2 min。由于电机自身惯量远小于系统惯量要求,因此需在电机本体上加装大直径、大重量飞轮,以提供足够的惯量。在大容量、高速立式电动机加装大转动惯量飞轮后,电机的稳定运行变得至关重要,因此对电机自身的刚度、轴系及结构设计的合理性需进行验证。针对电机的关键点结构设计及计算,并通过现场运行,对电机的可靠性进行了验证。这为电机的工程运用提供参考。     

环月轨道一体式星敏感器热设计及仿真验证

文章提出了一种适用于环月轨道条件下的一体式星敏感器的复合热设计方案。一体式星敏感器自身热耗集中,在环月轨道条件下受太阳辐射和月球红外辐射共同影响,散热条件恶劣。利用热管、热控涂层、多层和电加热器等热控措施相结合的方法,解决了环月轨道条件下的一体式星敏感器的散热问题。通过仿真分析,星敏感器最高温度36.7℃,满足单机温度要求。     

升浮一体飞行器总体参数设计方法

临近空间飞行器近年来得到了广泛的关注和研究。为克服传统飞艇和太阳能飞机尺寸大、抗风能力差的缺点,本文提出了一种升浮一体飞行器概念方案,并对其总体参数设计方法进行研究。以能量平衡分析为核心,建立了太阳能电池系统、燃料电池系统、推进系统等子系统的数学模型,给出了适合于该飞行器的总体参数设计方法,并对总体设计参数进行了研究。结果表明,升浮一体飞行器相对于传统飞艇,体积下降了53%,长度下降了22%,起飞重量下降了4%。相对于固定翼太阳能飞机,翼展下降了52%,机翼面积减小了56%,起飞重量下降了3.5%。该类飞行器总体参数对飞行速度非常敏感,飞行速度从30 m/s提高至40 m/s时,起飞重量增加约1倍,艇体体积增大77%。提高太阳能电池、燃料电池和螺旋桨效率可有效降低起飞重量,且升浮一体飞行器比传统飞艇对上述参数更敏感。     

基于谐振舵面的跨声速抖振抑制探究

跨声速抖振引起的非定常脉动载荷会造成飞行器结构疲劳甚至引发飞行事故,所以跨声速抖振的控制研究逐渐成为航空领域的热点。采用基于Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型的非定常雷诺平均方程开展了基于谐振舵面的跨声速抖振抑制研究。首先验证静止NACA0012翼型的抖振边界和频率特性,然后分别从舵偏平衡位置、舵偏幅值、频率以及相角等角度研究了谐振舵面的控制效果。舵偏平衡位置等效于减小了翼型的有效迎角;幅值和频率对抖振抑制效果影响较大,当舵面振荡频率与抖振频率接近时发生共振现象;相角对控制效果有一定影响,在270°相角附近,升力系数幅值减小了60%。在合适的舵偏幅值、频率以及相角组合下,谐振舵面有可能成为跨声速抖振的有效开环控制策略。     

星载平面可展天线支撑桁架的结构效率优化

针对折展结构性能存在多指标且这些指标之间又相互制约的特点,把结构效率引入到可展结构的优化设计中,应用多因素正交试验法对一种空间可展开平板天线支撑桁架的优化问题进行了研究。对其关键几何设计参数进行了分析,建立了桁架结构的优化数学模型,以结构效率最大化作为优化目标,对可展桁架进行了结构优化,得到了支撑桁架各杆件的设计参数。结果表明:结构效率综合考虑了质量和刚度的影响,使结构质量和刚度同时得到优化;长宽比(l/w)是影响可展桁架结构性能的主要因素,对不同优化目标产生影响的次要因素有所不同;截面积对结构效率影响不显著(置信度p=90%),在相同杆长参数配置下,等截面可展桁架的结构效率仅次于变截面方案,但工程经济性最佳。该研究方法有助于在概念设计阶段从系统设计的角度进行空间桁架结构的快速设计与优化。