太空环境下电子束原位制造技术

美国国家航空航天局（NASA）载人探索计划的提出给载人登月和载人火星等带来了机会和风险,NASA的工程师和科学家正在开展在月球或火星表面利用当地提炼的材料进行原位制造工艺技术的研究。首先,介绍了太空原位制造和修复（ISFR）技术的概念和特点,结合该技术的发展背景,介绍了电子束原位制造技术的概念、特点以及在太空环境下应用的优势和潜力。然后,根据所用原材料和成形工艺原理的不同,电子束原位制造技术又分为电子束熔融（EBM）和电子束自由成形制造（EBF³）技术两个分支,分别介绍了这两个分支技术的概念、原理、特点以及采用该技术研制出的零件的性能,结合硬件设备的情况介绍了在太空环境下应用的适用性,同时也详细介绍了NASA利用兰利研究中心的C-9抛物线飞行试验系统进行电子束原位制造微重力试验的研究成果、试验数据和未来的发展趋势。最后,结合中国未来空间事业发展的需要,提出了关于发展太空环境下电子束原位制造技术的设想与建议。     

射流自由长度对凝胶推进剂撞击雾化影响的实验

为研究射流自由长度对凝胶推进剂撞击雾化的影响,建立了撞击雾化实验台,制备了煤油凝胶和水基模拟液,测试了雾化装置的喷射系数及模拟液的黏性和稳定性。分析了3种射流速度不同射流自由长度条件下的凝胶撞击雾化特性,观测了射流和撞击喷雾图像。测量了液膜破碎长度、雾化液滴粒径分布和相应的SMD(索太尔平均直径)值。研究结果表明:低速时,随着射流自由长度增大,撞击液膜的喷雾形态会发生较大变化,而高速条件下,雾化形态则基本一致。3种射流速度下,破碎长度在45~9mm之间,并随射流自由长度逐渐减小。液滴分布服从Rosin Rammler规律,并具有较高的拟合精度。均匀度指数均在3~4之间,并随射流自由长度逐渐降低,粒径均匀度降低;较高射流速度下,SMD随自由长度逐渐增大。低射流速度时,SMD随射流长度先减小后增大,射流自由长度存在一个最优值,在设定研究条件下其值为25/3。因此,在设计撞击喷嘴时,根据射流速度选取适当的自由长度值可以获得更好的雾化效果。      

非接触转子振动位移采集系统测试误差

对基于叶尖定时测量原理开发的非接触转子振动位移采集系统(NRDMS)测试误差进行了研究分析。将模拟叶片振动标准信号作为采集系统测试的输入信号,研究了测试对象参数和采集系统时基信号对测试结果误差的影响,理论和测试结果分析表明:测试误差主要受采集系统时基信号和转速的影响,采集系统的最大引用误差为0.066%。      

不平衡激励作用下周向加肋机匣振动能量传递机理

为了研究周向加肋机匣对整机振动的抑制机理,采用有限元法建立了加肋机匣-支承-转子耦合结构,结合振动功率流法分析了在转子不平衡激励作用下周向加肋机匣中的振动能量传递机理。 结果表明:机匣周向加肋筋诱导出的能量涡流场能够分流和耗散掉部分由转子传递至机匣的振动能量;机匣周向加肋筋改变了振动能量的传递路径,减小了机匣与支板连接处振动能量的回流现象;振动能量传递到机匣周向加肋筋后发生传递波波形的转换,携带大部分振动能量的弯曲波转换为纵波并沿加肋筋周向传递,阻断振动能量沿轴向传递至整机其他部位。 研究结果可为航空发动机结构设计以及整机减振提供参考。      

基于磁链辨识的无轴承薄片电机轴向振动抑制策略

为了进一步提高BPMSM的悬浮性能,提出了一种基于磁链辨识的BPMSM轴向振动抑制策略,通过转子磁链的变化来估测转子轴向偏移量,然后将轴向偏移量转化为d轴电流分量参考值i*d,通过对i*d的调节来改善薄片转子的轴向恢复力,实现对轴向振动的有效抑制,从而有效改善电机的悬浮性能。试验结果表明:所提出的轴向振动抑制策略能够对薄片转子轴向振动进行有效抑制,提高系统的抗干扰能力,系统的运行性能得到了有效改善。     

卫星电子设备振动试验用超高基频夹具设计

卫星电子设备振动试验用夹具作为固定试件和传递激励信号的重要部件,应具备高刚度和高基频的特性。文章提出卫星电子设备振动试验夹具的设计指标,包括对基频和横向振动响应的要求。通过结构优化,设计了一种轻质平板型夹具。振动试验验证结果表明,该夹具基频在2000 Hz以上,横向振动响应小于10%,达到了卫星电子设备振动试验夹具的设计要求。     

基于代理模型的航天器振动夹具优化方法

航天器振动夹具的一般设计原则是在避免安装干涉的前提下,尽量提高其刚度,同时减小自身重量对试验条件制定的影响。文章从提高振动试验夹具设计的效率出发,在优化过程中引入Kriging代理模型来代替原有的动力学输入输出关系,最大程度地减少优化迭代过程中有限元模型重构与求解次数。为进一步提高代理模型更新的效率,提出了一种混沌邻域搜索的多点加点准则,在发掘当前最优点的同时,有选择性地加入了更多的预测点,用以快速改善代理模型的局部代理精度。数值仿真针对典型航天器力学环境试验夹具的几何参量进行优化,优化结果验证了该方法的有效性与高效性。     

基于鲁棒H_∞控制策略的Hexapod平台低频微振动隔离设计

文章采用一种基于混合灵敏度的鲁棒H_∞控制策略来提高音圈电机驱动的柔性Hexapod平台隔振系统的低频特性;并利用一种基于非光滑优化算法的定结构解算方法快速求解得到低阶稳定的控制器,以解决传统解算方法中高阶复杂控制器难以实现的问题。通过仿真与试验进行频域和时域的验证分析,结果表明:所提出的振动隔离控制策略有效地降低了系统频响曲线的转折频率,提高了低频段的振动衰减率,使柔性Hexapod平台隔振系统的低频隔振效果显著提高。     

阻旋栅对密封静力与动力特性影响的数值分析与实验研究

密封动力特性对旋转机械转子系统稳定性影响较大,在密封入口端部设置阻旋栅是提高密封稳定性的有效方法。设计加工了无/有阻旋栅共5种密封结构,从数值分析与实验研究两个方面研究阻旋栅对密封静力与动力特性的影响规律。建立阻旋栅密封静力特性CFD理论模型,数值分析阻旋栅对密封泄漏量、切向速度以及周向压力分布的影响;应用不平衡同频激励法实验研究阻旋栅对密封动力特性的影响。研究结果表明:阻旋栅可降低密封的泄漏量,减小密封内流体的切向速度,进而降低密封内流体的周向压力差,且随着阻旋栅周向稠度与径向长度的增加,这种作用逐渐增大,这是阻旋栅抑制气流激振力的主要原因;预旋是密封产生交叉刚度的重要因素,密封的交叉刚度随进出口压比与转速的增加而增大;阻旋栅可有效降低密封的交叉刚度,增加密封的主阻尼,提高密封的稳定性。本文研究揭示了阻旋栅抑制密封气流激振力的机理,为设计阻旋栅密封提供理论依据。     

某支线飞机概念设计阶段机翼气动弹性设计

在飞机的总体方案概念设计阶段,需要对飞机机翼进行气动弹性设计,以避免在后期设计中,因气动弹性问题而对设计方案进行较大更改.以某支线飞机的总体方案论证为背景,研究并归纳该飞机概念设计阶段气动弹性设计与分析的理论基础和计算方法,建立机翼的梁架式模型,初步设计模型刚度与质量分布,并进行机翼的静气动弹性响应与载荷分析、振动特性及颤振特性分析.结果表明:该支线飞机机翼的气动弹性特性合理,符合设计要求.