柔性特征的太阳电池翼在轨载荷分析

建立太阳电池翼地面模态试验修正后的较为精确的动力学模型,以此作为太阳电池翼的柔性特征提出基于混合坐标法的太阳电池翼在轨载荷分析方法,计算了航天器在轨机动、舱段分离、交会对接等典型工况下太阳电池翼的载荷变化情况,分析了不同工况下载荷与太阳电池翼动力学性能的相互关系,提出太阳电池翼为应对不同飞行工况应处于何种转角状态的结构设计建议。最后依据最大载荷工况开展了相关试验验证,试验结果表明本文的研究方法有效合理,可推广应用于其它型号太阳电池翼的在轨载荷设计。     

结构/机构一体化空间可展开复合材料]柔性伸杆的设计

为了满足空间探测的需求,文章提出一种结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆设计。该伸杆以结构自身所包含的长通孔作为柔性关节,利用柔性关节的弯曲势能,实现其180°折叠展开功能。首先,研究影响该伸杆刚度和强度的主要设计参数,并综合考虑伸杆的制造工艺要求以及实际使用状态,确定了该伸杆的最终设计状态。然后,对该柔性伸杆的展开状态进行模态分析,并对其柔性关节进行折叠展开试验。最后,测量该柔性伸杆的重复折叠展开指向精度。模态分析结果表明：带探测计负载的伸杆展开状态的一阶频率为15.80Hz,二阶频率为17.22Hz,满足设计指标要求。折叠展开试验结果表明：伸杆柔性关节的折叠展开性能良好,满足设计要求。指向精度测量结果表明：伸杆重复折叠展开10次后,偏差角的6σ值为0.00828,重复折叠展开指向精度较高,满足使用要求。结构/机构一体化空间可展开复合材料柔性伸杆的结构设计方案合理可行,可适用于多种航天器及多类空间探测任务。     

一种应用于着陆支撑系统中的锁紧机构设计与仿真

垂直起降运载器着陆过程是一种对支撑机构的结构强度、锁紧机构可靠性、缓冲器吸能特性要求极高的复杂瞬态碰撞吸能过程。针对现有着陆支撑机构构型单一等问题,提出一种全新的着陆支撑机构构型,并对该锁紧机构进行结构设计。由于支撑机构在展开过程中受到重力、空气阻力等多种环境力的作用,导致锁紧连杆相对速度在有限范围内变化。通过建立锁紧机构中移动构件力学方程并计算得到合理驱动弹簧参数,而后将锁紧相对速度作为输入变量,通过ADAMS建立虚拟样机模型完成工况模拟,并分析不同驱动弹簧参数对锁定可行性的影响,为锁紧机构可靠锁定提供技术支持。     

基于ATSUKF算法的卫星姿控系统故障估计

针对卫星姿态控制过程中可能发生的执行机构或敏感器故障,提出了一种基于无损卡尔曼滤波（UKF）及偏差分离原理的自适应二阶无损卡尔曼滤波（ATSUKF）算法。首先,提出TSUKF算法,通过UKF处理姿态机动时的非线性并通过偏差分离原理将非线性系统的状态及故障分别估计,避免非线性模型的线性化过程同时降低了计算过程中的矩阵维度。然后,在TSUKF算法的基础上提出了ATSUKF算法,通过滑动窗口内的残差计算自适应矩阵,使滤波器在统计特性不准确的情况下仍然具有较快的收敛速度,特别适用于卫星快速机动过程中的姿态与故障估计。数值仿真结果表明,ATSUKF算法相较于TSUKF算法能有效降低统计特性不准对系统造成的不利影响,实现卫星姿态、执行机构/敏感器故障的快速估计。     

单边膨胀喷管内流动分离非定常特性

结合聚焦纹影和动态压力测量技术,对基于特征线法设计的单边膨胀喷管(SERN)不同落压比(NPR)条件下喷管内流场结构和壁面压力进行了试验测量,通过壁面压力时域和频域综合分析获得了喷管内流动分离非定常特性。结果表明:过膨胀状态下单边膨胀喷管内流场结构具有明显的非对称特征,喷管上壁面流动分离模态为受限激波分离(RSS),而下壁面流动分离模态为自由激波分离(FSS);相比于FSS模态,RSS模态下出口附近壁面压力振荡更剧烈。喷管上、下壁面压力标准差峰值均在分离点附近,且概率密度函数分布向一侧偏斜或出现双峰现象。RSS模态下,激波运动呈明显低频特性;FSS模态下,激波非定常特性不仅受回旋区压力扰动的影响,且受分离剪切层的影响。      

局部/组合抽吸对压气机叶栅分离流动控制的机理研究

为了研究不同抽吸形式对压气机内部分离流动的控制效果和机理,基于数值模拟方法,对内部同时存在角区分离和附面层分离的直列叶栅进行抽吸计算,共设置8套不同的方案进行了详细的探究。结果表明:对于控制分离的效果和机理,不同抽吸形式之间存在着一定差异;在分离发展的不同阶段,实施抽吸对其控制效果也有所不同。近端壁吸力面抽吸方案SS3同时减小了角区分离和近端壁处的尾缘附面层分离,尾部近吸力面沿展向静压分布为正"C"型,使角区内的低能流体向叶中流动,角区流动得到改善,但导致叶展中部流场的恶化;端壁抽吸和全叶高组合抽吸则使尾部近吸力面静压沿展向分布更均匀,低能流体的迁移现象减弱。基于以上结果可得:组合抽吸可以更有效地控制叶栅内部流动分离,降低损失,提高叶栅流通能力。     

变攻角下端壁非定常脉动抽吸对高负荷压气机叶栅性能的影响

为进一步探究非定常脉冲抽吸控制高负荷压气机叶栅流动分离的机理,考察非定常脉动抽吸在变攻角下的适应性和可行性,采用非定常数值方法,系统研究了变攻角下,非定常脉动抽吸对流场性能的影响,并将其与传统的定常抽吸进行了比较分析。结果表明,在设计攻角下,保证相同的时均抽吸量,非定常脉动抽吸控制效果明显优于定常抽吸;在时均抽吸量ms=0.4%时,在给定的激励频率范围内,非定常脉动抽吸都展现出更好的性能,在最优频率时,损失减小了9.4%,静压升提高了12.9%,相比于定常抽吸损失减小了4.2%,静压升提高了4.7%。在变攻角下,在给定的激励频率范围内,非定常脉动抽吸控制效果相比于定常抽吸仍具有较大优势;但大攻角下,非定常脉动抽吸和定常抽吸控制效果均有所下降。     

两种翼型螺旋桨ARA-D和S1223的等离子体增效实验研究

文章首先基于雷诺相似理论,在地面螺旋桨实验平台上开展ARA-D翼型螺旋桨微秒脉冲等离子体增效三维实验,结果表明,等离子体对螺旋桨拉力增效效果随着脉冲频率增加而减弱,而螺旋桨转矩受等离子体影响随拉力增效效果增加而减弱,拉力、效率最大增幅分别达到10.79%、11.56%。而后基于雷诺相似理论及叶素理论,在低湍流度风洞开展S1223翼型螺旋桨叶素微秒脉冲等离子体增效二维实验,结果表明等离子体激励提高了翼型各叶素拉力,其中根部与尖部叶素表现尤为明显。二维实验结果可为三维实验激励器展向排布方案提供理论依据。2种实验结果均表明,等离子体射流可以有效抑制翼型表面流动分离。     

超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验

采用风洞投放模型试验方法对稠密大气层内超声速飞行器两瓣罩旋转分离的运动特性进行研究,试验复现了飞行器两瓣罩旋转分离的整个动态运动过程,并得到飞行器头罩分离后两瓣罩运动轨迹和姿态角的变化规律,试验马赫数Ma=1.5。研究表明:飞行器两瓣罩在预置弹簧力作用下张开一定角度,气流进入两瓣罩腔内后压力迅速升高,高动压气流会对两瓣罩在分离过程中的受力情况产生重要影响,当两瓣罩根部与弹体间的铰链在临界解锁角η₀分离进入"自由飞行"阶段后,两瓣罩的运动轨迹和姿态角主要由气动力控制;弹体飞行迎角α=0°时,上下两瓣罩的运动轨迹和姿态角基本对称,弹体飞行迎角α=-5°时,上下瓣罩的运动轨迹和姿态角明显不对称性,弹体迎角α对两瓣罩分离特性影响比较显著。     

压气机静叶栅层流分离泡转捩与角区分离数值模拟与实验

采用γ-Reθ转捩模型对某可控扩散叶型(CDA)平面叶栅全攻角范围进行了三维数值计算,通过对比数值计算结果与叶栅实验吻合较好。在此基础上,分析了进口来流湍流度和雷诺数变化对叶栅表面层流分离、转捩以及角区分离的影响。结果表明:进口湍流度低于5%时,吸力面存在层流分离,当进口湍流度大于5%后,层流分离移除,但转捩会一直存在;随着进口湍流度或雷诺数增加,吸力面和压力面转捩位置均会前移;随着进口湍流度增加,吸力面角区分离会有所减小,雷诺数增加对角区分离的影响不大。