微小型航空发动机滚动轴承复合润滑冷却技术

通过CFD(计算流体动力学)分析,研究了调节喷入轴承腔内的混合油流量对腔内压力、气液两相分布规律的影响以及油气比的变化对轴承润滑冷却效果的影响.结果表明:混合油流量增大时,油气比增大,但轴承腔内压力分布规律基本不变,滚珠和保持架上受力不均效果增加;气液两相在轴承腔上游分布不均匀,滚珠位置对分布有影响;滚珠和保持架上油膜厚度分布不均,混合油流量的增加并不代表润滑效果的提升;混合油的冷却作用大于空气,油气比增大时可以增强轴承的冷却效果.      

一种仿蜜蜂类昆虫扑翼悬停控制的仿真估算研究

基于准稳态气动力模型,推导了仿蜜蜂类昆虫扑翼气动力和力矩估算公式,建立了扑翼运动函数.将仿蜜蜂类昆虫扑翼视为空间运动刚体,在其动力学方程基础上,采用分层控制策略研究悬停控制问题.外层为位置控制,X和Y位置应用PD控制算法,Z位置应用切换控制方法;内层姿态控制采用切换控制方法,并选择了一套机翼运动参数用于切换控制.最后进行了仿蜜蜂类昆虫扑翼悬停控制仿真试验,试验结果表明所设计的控制策略是有效的,一旦昆虫扑翼受到干扰偏离平衡位置后,通过自动调节能够回到平衡位置附近.      

一种基于MEMS的微惯性测量单元标定补偿方法

根据微机电系统MEMS(Micro Electronic Mechanical System)惯性器件的特点,在建立微惯性测量单元MIMU(Micro Inertial Measurement Unit)角速度及加速度误差数学模型的基础上,提出一种适用于MIMU的、仅采用单轴速率转台(无指北装置)的"动态翻转6位置"快速标定补偿方法.与传统标定方法相比,标定补偿方法简单便捷,可以一次确定出MIMU的45个误差系数,辨识误差系数精度高,尤其适用于低精度捷联惯性测量单元.通过理论分析、推导以及大量的实验验证,标定补偿方法可以将MIMU的精度提高2~3个数量级.      

MEMS陀螺标度因数误差分析及分段插值补偿

动态条件下,标度因数引起的误差是MEMS(Micro Electromechanical System)陀螺主要误差源之一.为了提高陀螺精度,基于内框驱动式硅MEMS陀螺误差机理,分析了标度因数常值误差、非线性误差以及不对称误差的物理起因,构建了标度因数误差数学模型,提出了对陀螺标度因数按照角速度大小分段插值的补偿方法,消除了转速引起的陀螺标度因数误差.试验结果表明:MEMS陀螺标度因数误差高达4053.2(°)/h(1 σ ),采用分段插值法补偿后陀螺误差减小到79.0(°)/h(1 σ ),补偿精度比一次拟合及分段法分别提高了15.4倍和7.5倍,验证了MEMS陀螺标度因数误差模型的正确性,证明了标度因数实时分段插值补偿方法的准确性和适用性.      

微扑翼飞行器驱动装置设计与动力学性能研究

将压电陶瓷驱动器和柔性铰链四杆放大机构融为一体,设计了结构紧凑的微扑翼驱动装置,并采用粒子群算法完成了微扑翼驱动装置结构参数优化设计;采用拉格朗日方程来建立微扑翼驱动系统动力学模型,对动力学性能进行了仿真研究.研究结果表明:采用正弦驱动电压,微扑翼驱动装置可以实现稳定扑打运动,另外,采用标准正弦驱动电压,在某一频段微扑翼驱动装置能实现高效扑动,而且通过调整驱动电压幅度能够控制扑动幅度.该研究为微扑翼飞行器运动控制奠定了基础.      

基于MEMS的微型飞机（MAV）关键技术

从微型飞机的概念出发,对基于MEMS的微型飞机及其相应的能源系统,动力系统,空气动力学特性,导航系统以及有效负载,部件的集成等关键技术及可行性做了较详细的讨论,并提出了相关问题的解决方法和系统结构的初步设计方案.     

空间粉尘探测器研究进展

文章在系统地总结空间粉尘（微小空间碎片和微流星体）探测技术的基础上,重点分析了压电型探测器、半导体型探测器、电离型探测器、组合式探测器等的工作原理、技术特点及其应用,同时简要评述了空间粉尘探测技术的发展趋势。     

微孔光学阵列长宽比对X射线聚焦性能的影响

微孔光学阵列聚焦镜头是实现X射线探测系统高探测效率、轻小型化的有效手段,近年来得到了深入研究。X射线探测系统通过测量脉冲星辐射的X射线光子的到达时间,重构脉冲轮廓来实现航天器导航。为了获得更精确的脉冲星信号,必须尽可能多地收集X射线光子,因此探测系统的聚焦性能是X射线探测系统的核心指标,也是微孔光学阵列主要的设计目标。文章根据脉冲星能谱的分布特点,分析了微孔光学阵列通道长宽比对X射线聚焦性能的影响,提出了针对不同脉冲星选取特定长宽比的方法,实现了不同的脉冲星能谱分布下最优的聚焦效率,为后续微孔光学阵列的研制和工程搭载提供了参考。基于这种方法,文章对Crab脉冲星的能谱分布进行了微孔光学阵列设计,设计结果显示,其聚焦性能得到明显提高。     

用多孔塞片实现推进剂微小流率的控制

在10 cm霍尔推力器工作流率需求分析的基础上,利用小孔节流原理和氙气黏性随温度变化明显的特性,采用粉末冶金多孔金属塞片作为节流元件,在给定入口压力的情况下,通过调节温度实现推进剂微小流率的控制。对基于该控制原理而设计的流量控制器开展了各项环境试验,即在试验前后利用推进剂流率测试系统对其性能进行了测试,测试结果一致性较好,符合设计要求。该流量控制器可在较宽的温度范围内实现不同流率的实时调节,从而满足推力器不同工作状态的流率需求,具有较强的适应性和调节性。     

微吹减阻技术影响因素的数值模拟

以NASA格伦中心的PN3和PN23型微孔壁板为原形建立"1排微孔"、"4排微孔"、"8排微孔"和"16排微孔"4种计算模型,针对不同的几何、物理参数进行了微吹技术MBT(Micro-Blowing Technique)降低平板摩擦阻力的数值模拟参数研究.结果显示:微量吹气使主流边界层近壁面流动减速,从而改变了壁面局部摩擦力的分布;不同几何、物理参数对MBT技术减阻能力的影响满足一定的规律.参数研究的结果可为该技术的减阻应用提供一定的指导.