低雷诺数旋翼翼型设计及气动仿真

研究了低雷诺数下薄圆弧旋翼的翼型,考虑其对高气动性能、高结构强度和便于制造和轻量化的要求,提出一种具有上凸结构的薄圆弧翼型。通过在翼型上表面增加凸起结构,增加部分弦长的翼型厚度并安装加强筋来提高翼型延展向的结构强度;设计出了最大厚度为4.3%、圆弧均匀厚度为2.5%、最大弯度为5.5%和均匀弯度为4.5%的薄圆弧翼型。采用基于二维定常、不可压缩Navier-Stoke方程的数值仿真方法计算了该翼型在雷诺数为40,000~100,000,迎角为-4°~12°下的气动性能,并获得了该翼型上下表面的压力系数分布线和速度矢量图。采用该翼型制作了直径为40cm,质量为15g,桨距为15.7cm的碳纤维旋翼;在悬停状态下完成了它的升力和结构强度试验。实验结果显示其性能满足使用要求。目前,研制的旋翼已成功地应用于某型多旋翼飞行器。     

类金刚石薄膜在干摩擦、油和脂润滑条件下的摩擦学性能分析

通过钢/类金刚石(DLC)薄膜摩擦副在干摩擦4、122油和L252脂润滑条件下的球-盘摩擦学试验,对比分析润滑条件、载荷、速度对DLC膜摩擦系数的影响,利用原子力显微镜分析膜层磨损性能,研究润滑条件对膜层磨损寿命的影响。结果表明:油、脂润滑下DLC膜最大静摩擦系数分别减小了17%和38%;从0～2000 r/min转速范围内,DLC膜摩擦系数随转速增加而减小,油润滑下相比干摩擦DLC膜摩擦系数小15%～48%,脂润滑下相比干摩擦DLC膜摩擦系数在0～500 r/min转速范围小,超过500 r/min后干摩擦DLC膜摩擦系数小;油和脂润滑条件下,DLC膜层的磨损程度明显降低,磨损率相比干摩擦条件下分别减小了7.4倍和15.5倍。     

基于场路结合的姿控飞轮驱动电机

常规的姿控飞轮驱动电机的设计只能基于经验通过重复计算得到设计参数,且无法得到最优参数。本文以磁路法和有限元法(FEM)为基础,提出以驱动电机的有效径长比为核心的姿控飞轮驱动电机的设计方法。设计磁路时,首先基于电机的等效电路建立径长比与表征电机性能的参数之间的计算模型,然后采用拉普拉斯方程的有限元法计算气隙磁通密度和电感用于精确分析电机性能。采用该方法设计了一台5Nms轮毂驱动型飞轮电机,仿真分析了电磁转矩脉动和机械特性曲线。结果显示其调节特性的理论计算值与试验值一致,电磁结构的最大设计误差为2.9%。该方法适用于姿控飞轮驱动电机的设计,且具有准确、简洁和快速的特点。     

微小卫星用陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮的性能试验

为解决微小卫星姿态控制执行元件—姿控飞轮的轻量化、高效支撑及润滑问题,提出了应用脂润滑陶瓷轴承为微小卫星姿控飞轮提供支撑和润滑的方法。试验研究了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮的启动、摩擦功耗、温度特性、抗振动性能及寿命特性,试验结果显示:与同型号钢制球轴承相比,陶瓷球轴承在静态摩擦力矩及功耗方面性能更优良,可以有效减小姿控飞轮的启动电流和摩擦功耗。陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮在-30～50℃具有良好的启动性能,低于卫星最低工作温度20℃时仍能保持良好的启动特性,无冷焊问题,完全满足卫星发射时抵抗振动的要求。振动试验后的姿控飞轮在4年的地面真空试验中功耗电流变化率在有真空度和温度变化的影响下小于1%,验证了陶瓷轴承脂润滑姿控飞轮使用寿命优于4年,满足国内微小卫星对姿控飞轮轻量化和使用寿命的要求。     

二硫化钼膜在不同润滑条件下的摩擦学性能分析

通过MoS2膜/钢、钢/钢摩擦副在干摩擦、油和脂润滑条件下的球-盘式摩擦学试验,对比分析润滑条件、载荷、速度对MoS2膜摩擦因数的影响。结果表明:在其他条件相同时,油和脂润滑条件下,MoS2膜在零速启动、中低速情况下的动、静摩擦因数均比MoS2干膜和钢/钢摩擦副要低;MoS2膜在干摩擦、油和脂润滑条件下,摩擦因数均随载荷增加而降低,表明法向载荷越高,MoS2膜的减摩性能越好。     

Design of a compact athermalized infrared seeker

In order to meet the application requirement of a certain long wavelength infrared (LWIR) seeker, a small volume, light weight and passively athermalized infrared (IR) objective is designed in this paper. The two-lens telephoto structure is adopted by merely using aluminum alloy as the housing material. By balancing the thermo-optical coefficient and thermal expansion coefficient of materials, an athermalized IR seeker with effective focal length of 90 mm and F number of 1.2 is achieved. The whole optical length is 75 mm, and the weight is only 234 g. The objective can remain fine imaging quality under temperature range from ?40°C to 60 °C, which is beneficial to the lightweight design of IR seekers. This work has been supported by the National Natural Science Foundation of China (Nos.11372309 and 61304017), and the Knowledge Innova- tion Program of the Chinese Academy of Sciences (No.YYYJ-1122). E-mail:wangj@ciomp.ac.cn      

无刷直流电动机线电流的解析计算

为了能够方便准确地预测无刷直流电动机的机械特性,对电动机的线电流进行了解析计算。根据电动机电路模型和电压平衡方程式,在不忽略电感和电阻的情况下对换相过程进行分析,指出了电磁时间常数和一个状态角换相周期的比值关系是影响相电流瞬时值变化的主要因素。结合相电流瞬时值变化特点将线电流的计算模型分为两种,在此基础上推导了不同情况下电流瞬时值解析表达式,最后借助Matlab软件得到了电动机线电流的解析解。与两台典型无刷直流电动机实测数据进行对比验证,该方法计算精度较高计算且简便、快速,可应用于工程实际。     

四旋翼飞行器中升力波动的干扰与抑制

四旋翼飞行器旋翼产生的升力是在基值的基础上附加一系列频率特性和旋翼转速有关的高频分量。由于它会对飞行器的控制产生扰动,本文研究了这类高频升力分量对飞行器的影响并给出了抑制扰动的方法。首先,基于拉格朗日能量法建立四旋翼飞行器动力学模型;进而分析了高频升力分量与飞行器角速度扰动之间的关系。然后,将角速度反馈环节加入针对有色噪声的卡尔曼滤波器来抑制角速度扰动对控制器的影响。实验结果显示：与改进前相比,采用本文的方法对四旋翼原型机进行悬停控制可使控制量波动减少50%,高频控制量衰减至-17db以下。结果表明：采用本文的方法,可以有效地抑制升力波动对四旋翼飞行器的影响,提高飞行控制效率。     

Hex-Rotor无人飞行器及其飞行控制系统设计

提出了一种Hex-Rotor无人飞行器以克服现有多旋翼飞行器的欠驱动和强耦合特性对其飞行控制效果的影响,利用6个旋翼独特的结构配置来保证飞行器独立控制空间六自由度的能力。介绍了这种新型飞行器的结构特点并建立其动力学模型,引入滤波反步法与自抗扰算法设计了具有双环并行结构的飞行控制系统,在数字仿真中实现了飞行器的空间六自由度独立控制并克服了未知外部扰动以及模型不确定性带来的影响。结果显示,原型机试飞实验中,飞行器的水平位移跟踪误差不超过±4m,高度误差不超过±3m,姿态角误差不超过±0.05rad,均保持在传感器的测量误差范围内,飞行器较为准确地跟踪了期望指令。仿真和实验结果证明了该新型Hex-Rotor飞行器具有期望的六自由度独立控制能力,建立的数学模型准确,设计的飞行控制系统能够实现轨迹与姿态跟踪飞行。     

微纳姿控飞轮油、脂润滑下功耗及寿命分析

为了满足体积小、质量轻的微纳姿控飞轮空间条间下长寿命的润滑要求,提出应用微量脂润滑的方式为微纳飞轮提供润滑,通过实验分析不同量油脂润滑下的功耗、温升变化、挥发率及寿命。结果显示:微纳姿控飞轮的轴承功耗和润滑剂的用量密切相关,减少润滑剂的用量可以使润滑剂的无用流动减小,功耗明显降低;微量脂润滑(脂用量占轴承空腔的30%)下的功耗小于油润滑下的功耗,且易于实现飞轮轴承的高精度稳速控制;脂润滑由于比油润滑的功耗大且脂热交换能力差,故温升比油润滑高,在飞轮典型的3000～6000r/min的工作转速范围内,微量脂润滑下的温升为5.2～8.5℃;真空条件下微量脂润滑条件下润滑脂的挥发损失率随时间而减小,最终稳定在一很小的挥发值,完全能够满足空间条件下微纳卫星的寿命要求。