永磁同步电机驱动太阳翼扰动力矩建模与仿真

建立太阳翼驱动机构(SADA)永磁同步电机的电磁方程,并利用固定界面模态综合法建立SADA驱动太阳翼耦合系统的振动方程;设计模拟柔性负载,对SADA驱动该柔性负载的扰振力矩进行仿真分析。结果表明,SADA驱动柔性负载运行过程中所产生扰振力矩主要由两个原因引起：1)电流噪声引起的力矩波动;2)控制参数选取不当引起的转角波动。     

开环虚拟振动试验方法在航天遥感器上的应用研究

振动环境试验是产品研发过程的重要试验项目,虚拟振动试验已成为一种减少试验、降低成本的高效解决方案。文章基于开环虚拟振动试验方法,对某遥感器进行频域开环和时域开环虚拟振动试验研究和仿真。仿真结果与试验数据的对比表明,频域开环和时域开环都很好的复现了振动试验过程,尤其是在低频段的试验结果。对于时域开环中激励信号的处理,文章创新性采用了时域波形再现(TWR)技术,基于台面加速度控制谱迭代反算位移激励信号的方法,有效的解决了非约束机械系统直接施加加速度或力激励漂移的问题。将仿真得到的响应结果与台面加速度控制谱进行了对比分析,验证了在一定范围内该方法的可行性。文章最后研究了偏载效应,拓宽了时域开环虚拟振动试验方法的应用范畴。文章结果有利于虚拟环境试验的推广,缩短研制时间。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

R141b在圆形微通道内的沸腾换热实验研究

为提高换热强度、解决设备内部高热流密度散热问题,采用实验方法研究R141b在不同直径(D=0.5mm和1.0mm)水平圆形微通道内的沸腾换热特性,分析了热流密度(q=2.0kW/m~2～47.6kW/m~2)、质量干度(x=0～0.6)、质量流速(G=111.11kg/(m~2·s)～333.33kg/(m~2·s))的变化对平均传热系数h的影响,探究不同情况下影响沸腾换热的主导因素。实验研究表明:平均传热系数h随热流密度q的增加而减小,在不同范围内减小速率有明显差异;热流密度q=2kW/m~2～5kW/m~2时质量流速G对平均传热系数h影响较明显,热流密度较高时质量流速G对换热影响很小;在质量流速G=111.11kg/(m~2·s)～333.33kg/(m~2·s),质量干度x0.3时,平均传热系数h随质量干度x增加而明显下降,在设计微通道换热器时应尽量使R141b处于初始沸腾阶段以获得更好换热效果,并采取一定措施预防干度过高引起的换热恶化。     

等离子体助燃下超燃支板燃烧室燃烧特性数值研究

为了将支板喷注器与等离子体射流这两种促进超声速燃烧室燃烧的方式结合起来,设计了一种带有等离子体射流喷孔的支板燃烧室,并在超声速来流的条件下,针对燃料喷注总压、燃料喷注位置、等离子体射流介质、等离子体射流总压对燃烧室燃烧性能的影响进行了三维数值模拟。研究发现:增大燃料的喷注总压,燃烧室的燃烧范围明显增大,燃烧效率呈现出先增大后减小的趋势,在燃料喷注总压为2.0MPa时,燃烧效率达到最大值90.4%;不同的燃料喷注位置对燃烧室的燃烧范围影响较小;等离子体射流介质为O2时,燃烧效率最高,燃烧范围最广;提高等离子体射流的喷注总压,能够提升凹腔剪切层高度,有效促进燃烧,但同时也带来了更高的总压损失。     

基于遗传优化算法的微通道紫铜热交换器扩散连接工艺

基于遗传优化算法,进行了T2紫铜同种材料扩散连接工艺研究。采用正交试验方法,结合BP神经网络和多目标遗传算法,以扩散连接时的温度、压力、保温时间为输入变量,以扩散连接后的试样焊合率和变形量为输出变量,对扩散连接工艺参数进行优化,并实施相应的扩散连接验证试验。结果表明:T2紫铜合适的扩散连接工艺参数为:温度780℃、压力7. 5 MPa、保温时间120 min,此条件下焊合率可达95. 26%,变形量为0. 166 mm。采用此工艺参数进行微通道热交换器零件制造,厚度方向变形量0. 162 mm,经超声C扫描后连接情况良好,经耐压防漏检测后满足密封性及设计要求。     

MEMS传感器在航空综合电子备份仪表中的应用

概述微机电传感器的技术现状和在IESI中的应用.通过国外典型IESI产品,着重分析了IESI的组成原理、性能特点和微机电传感器的作用.研究表明:包括高精度微机电惯性敏感器、微硅压力计在内的微型传感器开发是IESI的技术关键,国产化IESI设备在军/民用飞机中有广泛的应用前景.     

月面巡视探测器组合导航定位系统研究

月面巡视探测器自主导航定位能力是在月面进行巡视和探测的关键,而基于捷联系统（INS）、太阳敏感器和里程计（OD）的组合导航定位技术是实现月面自主导航的较理想的技术方案。研究了由微机械捷联系统、COMS数字式太阳敏感器和码盘式里程计组成的组合导航定位系统,采用卡尔曼滤波算法进行信息融合,并对样机进行了火山灰场地的实地测试,验证了设计方案的可行性和组合导航系统精度。     

超声速燃烧斜坡喷注器结构与性能的研究

为了进一步研究斜坡结构特点对超声速流场混合增强作用,设计了膨胀型和压缩型两种斜坡实验件,并分别进行了火焰传播、纹影及油流谱实验。利用数值仿真的方法对斜坡后压力分布、激波间相互作用以及流向涡的卷起过程进行了分析研究,与实验结果对比一致。最后分析了本实验结果与国外相关研究的差异,论证了本文设计的两种斜坡喷注器中膨胀型斜坡有更好的自燃及火焰稳定作用。     

激光微推进的靶特性研究进展

2003年,首款激光等离子体微推力器(micro-Laser Plasma Thruster,μLPT)应用于美国空军微小卫星姿态轨道控制,激光微推进技术越来越受到业内人士的广泛关注。总结了激光微推进的五种工作模式,并进行了简要分析,重点关注了激光微推进技术发展过程中的靶特性研究现状,介绍了靶材物态和靶材结构两个方面的推进性能研究进展,并对其进行了分析,对激光微推进技术的进一步发展形成了一些认识和建议。