等离子体对空间飞行器表面充电效应探测研究

为确保空间飞行器在轨安全,有必要搭载探测器对轨道空间环境进行实时监测,获取表面充电效应数据。在对轨道空间充电环境分析的基础上,确定探测器的任务目标并完成基于电位探头和电流探头的探测器方案设计,包括探头设计和电路设计。探测器设计方案在空间环境特殊效应测量领域迈出的关键一步,为更多空间效应参数的测量奠定了坚实基础。     

基于定子电流的无刷直流电机轴承故障诊断

为了在无刷直流电机发生轴承故障早期检测出轴承故障特征,本文就无刷直流电机轴承故障信息的提取提出了一种新的方法.该方法选择电机的母线电流和三相电流最大值作为轴承故障信息的提取对象,避免了相电流由于谐波含量过大及不连续带来的诊断效果不佳的后果.同时,本文选择小波包算法作为轴承故障信号提取的方法,能够更好地对轴承故障信息进行...     

太空中的PM2.5——太阳系尘埃动力学研究进展

对太阳系尘埃动力学所涉及到的基本内容进行概述,包括尘埃的种类、成分、尺寸、密度、形状和生命周期.介绍了近年来在尘埃的来源与生成机制方面的力学过程、主要理论、模型与方法,包括冲击溅射、表面喷射、风化、滑坡、质量脱落、旋转断裂等,阐述了尘埃的充电过程与磁场环境,简要概述了航天任务的尘埃探测结果,介绍了尘埃受力模型、单个尘埃...     

环形喷嘴宽度对高速诱导轮空化特性的影响

为改善高速诱导轮的空化性能,本研究基于喷射原理,以某型号高速离心泵为研究对象,设计1种口环引流装置,并确定原始方案和环形喷嘴宽度分别为1 mm、3 mm、5 mm、7 mm、9 mm共6组方案,通过数值计算与试验验证相结合的方法研究了不同方案对高速离心泵外特性和其流道空泡体积的影响以及不同方案对高速诱导轮能量传递和其流场分布的影响。研究发现：高速诱导轮最先在叶片进口吸力面外缘处发生空化,随着空化数的减小,诱导轮轮毂前端也生成了大量沿中心流道向上游继续扩散的圆锥状空泡,最后充满上游流道呈柱状分布,口环引流装置可以通过引射叶轮出口高压流体对诱导轮进口低压区进行压力补偿,且引射流能有效阻止叶顶间隙泄漏流,从而改善诱导轮的空化性能。但本研究的不同宽度方案对其空化性能的改善程度不同,当环形喷嘴宽度为3 mm时,对高速诱导轮空化性能改善效果最佳,临界空化数较原始方案减小了38.24%,即当宽径比λ为0.074时环形喷嘴宽度最佳。     

目标气动特性下动力翼参数影响分析与优化

基于一种以弦向环量分布为目标的分布式动力翼（DPW）二维反设计方法,对比分析了在保持升力和俯仰力矩不变的条件下,动力翼涵道壁弦长和弦向位置对设计结果的影响;进一步以壁面阻力、桨盘入流总压损失和速度分布畸变最小为目标,开展了分布式动力翼二维外形优化设计。结果表明,反设计示例结果的弦向环量分布与目标值的平均相对误差为0.058 7;在涵道壁参数影响分析中,将同一弦向总环量分布作为反设计目标以保持相同的设计升力和俯仰力矩,当固定涵道壁弦长并使其弦向位置前移,或当固定涵道壁后缘位置并使其弦长增加时,动力翼的壁面阻力降低,升力系数随迎角变化斜率升高,俯仰力矩随迎角变化斜率由负变正;在优化分析中,优化后的二维动力翼涵道壁位置前移,壁面阻力系数下降了160%,同时桨盘入流总压基本没有损失,速度分布均匀性则进一步提高。     

高速圆柱滚子轴承环下润滑热场特性

针对高速圆柱滚子轴承高温失效问题,采用流体体积（VOF）方法和多重参考系（MRF）模型对圆柱滚子轴承内圈供油槽和轴承腔进行建模,计算供油槽油液供给情况并将结果施加到轴承腔内模型中,计算环下进油孔相对于滚子多个位置处的温升,并通过加权平均得到轴承腔内最终温升。分析轴承转速、供油量对轴承腔内摩擦温升和润滑油黏性剪切温升的影响规律。结果表明:轴承供油量一定时,转速越高,轴承内部组件摩擦加剧,腔内润滑油受到的黏性剪切力增大,摩擦、黏性温升均升高;轴承转速一定时,由于油量增加造成的润滑油黏性剪切温升的增加和冷却效果的提高在油量较低时前者高于后者,随后两者逐渐持平,黏性温升先下降然后维持在一定水平,摩擦温升降低。该研究对高速圆柱滚子轴承环下润滑设计提供了参考依据。      

开“窗”结构对环帆伞开伞过程影响

随着载荷重量的增加,单伞已无法满足大重量返回舱的安全着陆要求,群伞系统获得关注并成功应用。然而,伞间干扰等问题仍困扰着群伞的设计,新一代载人飞船已经考虑从透气性角度对此进行解决。同时,鉴于群伞开伞过程仿真难度较大,在不改变伞衣构型设计的前提下,采用流固耦合（FSI）方法针对单伞开展不同透气性的环帆伞开伞过程数值模拟,旨在研究开“窗”结构对环帆伞气动性能的影响。结果表明：开“窗”结构对环帆伞开伞过程中的外形变化有较小影响,开“窗”前后的伞衣投影面积与名义面积比变化最大不超过15%;对于不同的开“窗”位置和数量,平衡平均阻力系数、开伞动载系数及阻力系数波动三者的最佳选择为帆5位置和25%数量;采用开“窗”结构后的环帆伞最大摆角至少减小5°,且减小幅度随着开“窗”数量的增加而增大,但与开“窗”位置之间并无明显规律。     

基于环量控制的无尾飞翼俯仰和滚转两轴无舵面姿态控制飞行试验

环量控制通过驱动压缩空气射流产生虚拟舵面实现无舵面飞行控制,显著提高低可探测性。基于无尾飞翼布局无人机,提出基于激励器终端压力反馈的闭环控制策略,自主开发机载多通道闭环控制射流作动系统,并与飞行控制系统进行融合,实现基于主动射流的姿态闭环控制,通过60 m/s巡航速度下飞行试验,定量研究了环量控制用于俯仰和滚转姿态控制能力。结果表明：环量激励器通道组合产生双向连续、稳定的俯仰和滚转控制力矩;射流作动系统响应延迟小于0.02 s,射流作动无人机姿态角速度响应时间小于0.02 s;俯仰环量激励器压比-1.025与升降舵-2.5°舵偏角产生的俯仰力矩相当,滚转环量激励器压比1.050与副翼2.0°舵偏角产生的滚转力矩相当,并分别实现纵向和横向无舵面姿态控制。     

含浮环式挤压油膜阻尼器转子系统的突加不平衡响应分析

为了研究含浮环式挤压油膜阻尼器对转子系统突加不平衡响应的抑制作用,建立了浮环式挤压油膜阻尼器-转子系统的动力学模型,在模型中,充分考虑了转子与浮环式挤压油膜阻尼器的耦合作用.运用数值积分获取系统的动力学响应.研究表明,与传统挤压油膜阻尼器相比,浮环式挤压油膜阻尼器能更好地抑制转子系统的突加不平衡响应;在靠近临界转速时,浮环式挤压油膜阻尼器能抑制瞬态过程;较大的浮环质量和滑油黏度能更好地抑制转子系统突加不平衡响应.      

陷窝诱导涡结构数值模拟分析北大核心CSCD

为了澄清陷窝诱导涡结构及其对尾流的扰动方式,针对布置深宽比0.2陷窝的两平板间充分发展流动进行了稳态数值模拟。应用张涵信的旋涡沿轴线的非线性分叉理论分析表明陷窝内涡结构为失稳破裂的半涡环,总结了陷窝对尾流的扰动方式。研究发现,陷窝诱导的旋涡分离为螺旋点/鞍点/螺旋点分离。物面的分离螺旋点形成,在空间演化为垂直物面发展的对称类龙卷风涡结构。对称类龙卷风涡在对称面闭合形成半涡环。半涡环经历了从稳定升起、沿流向随着涡粘性扩散和涡粘性耗散下变得不稳定、到最后在强逆压梯度下泡型涡破裂的过程。半涡环涡破裂涡量散开诱导形成陷窝尾流的弱纵向涡和陷窝尖后缘绕流产生的边涡旋转同向,加强了陷窝后流场的对流强度。