微气泡致动器技术在弹丸飞行中的应用

为研究不同的气泡高度对弹丸的影响,建立带有不同高度微气泡致动器弹丸的模型,对不同弹丸进行气 动仿真,分析带有不同高度的微气泡致动器对弹丸阻力系数所产生的影响,并计算出全弹道的飞行过程。仿真结果 表明：加装不同高度的微气泡对弹丸的飞行稳定性影响很小;相同马赫数、相同攻角情况下带有气泡致动器的弹丸 阻力系数小于普通弹丸,升力系数大于普通弹丸,能够有效地增大射程和减小横向偏移。     

主动悬挂技术的应用与发展

性能优越的悬挂系统,是车辆在不同条件下具有快速机动性和良好舒适性的重要保证.对于主动悬挂技术,目前主要集中在控制策略研究和致动器研究2个方面.通过对主动悬挂工作原理、结构及其控制策略和执行机构的研究进展和应用情况的分析,探讨了主动悬挂技术需要解决的问题和发展动向.     

微电子机械中微致动器力矩测试技术的研究

本文提出了一种新的非接触式，高灵敏度微致动器同矩动态测试方法，以非接触测量代替接触测量，改间接测量为直接测量，最大限度地减少中间环节及测量影响因素，测量精度可提高一个数量级，测量规范可提高到10^-4-10^-7Nm，同时，设计了非接触，高灵敏度微致动器力矩动态测量仪，并对其中的两项关键技术－非接触微力制动和微力自动加载进行了论述，并给出了该仪器的实际测量结果。     

微电子机械系统中微致动器力矩测试技术的研究

本文提出了一种新的非接触式、高灵敏度微致动器输出力矩动态测试方法 ,以非接触测量代替接触测量 ,改间接测量为直接测量 ,最大限度地减少中间环节及测量影响因素 ,测量精度可提高一个数量级 ,测量范围可提高到 10 - 4～ 10 - 7Nm .同时 ,设计了非接触、高灵敏度微致动器力矩动态测量仪 ,并对其中的两项关键技术—非接触微力制动和微力自动加载进行了论述 ,并给出了该仪器的实际测量结果     

压电陶瓷微致动器的制作及驱动行为研究

制作一种新型压电陶瓷微致动器,用于高密度硬盘驱动器磁头的精确定位。该致动器采用高矗31特性的压电陶瓷材料,采用烧结成型工艺,并使用溅射和反应离子刻蚀工艺制作而成,然后进行了退极化性能等分析。此外,建立了一种有限元简化模型并分析其驱动能力。结果显示,当采用双层结构的压电微致动器时,在外加电压±30 V作用下,悬臂自由端位移和谐振频率分别达到0.93 μm和20.425 kHz,表明该致动器满足硬盘驱动器对微致动器位移他压灵敏度、谐振频率等要求。     

局部通气空泡尾部微气泡流减阻仿真研究

基于欧拉-欧拉双流体模型开展了局部通气空泡尾部气泡流仿真及减阻特性研究。模型中建立了局部通气空泡尾部回射流泄气模型,并通过改进湍流耗散系数计算模型考虑了高气含量对两相作用的影响。通过将模型应用于轴对称体微气泡减阻试验,验证了多相流模型的准确性。通过开展不同工况下局部通气空泡流仿真,正确预示了空泡后回流区及其下游气泡分布...     

微隔振平台的压电致动器设计

为实现微隔振平台的自适应控制,选择具有驱动和传感功能的压电陶瓷材料,在对单片压电陶瓷进行分析的基础上建立压电堆动态模型,设计了一种驱动器。该致动器不仅具有驱动与传感功能,而且具有简单、易加工等特点。通过试验研究,对压电致动器的预压进行标定,并选择合适的预压弹簧,完成对致动器的成品化。结果表明:该压电致动器的位移量大、重复性好,适用于微隔振平台的控制。     

水下航行体俯仰运动微气泡减阻特性试验研究

为研究水下航行体俯仰运动过程中微气泡流形态及减阻特性的变化规律,利用自主设计的驱动装置、高速摄像系统和测力系统,开展水下航行体俯仰运动微气泡减阻特性试验研究。试验过程中,基于自主设计的驱动装置,实现航行体绕其头部按正弦规律作俯仰运动。研究结果表明：当体积流量系数较小时,水下航行体运动过程中离散的微气泡始终均匀分布在航行体表面;水下航行体俯仰运动过程中,轴向力系数、法向力系数、阻力系数和升力系数的变化规律类似,均呈正弦变化规律,且其变化周期与攻角变化周期基本同步;对于不同体积流量系数下俯仰运动的航行体,随着攻角的增加,其阻力系数均呈近似线性增加规律,减阻率呈逐渐线性减小规律。     

微气泡与聚合物对水下航行体减阻特性影响试验研究

为研究微气泡与聚合物对水下航行体减阻特性影响,采用微孔材料并基于高速摄像系统和测力系统,针对微气泡与聚合物共同作用下水下航行体减阻特性开展水洞试验研究。基于高速摄像系统对比分析了不同速度和通气量下微气泡流形态变化规律;基于测力系统对比分析了微气泡和聚合物共同作用下航行体减阻特性变化规律。试验结果表明：采用微孔材料的航行体微气泡流均匀分布在航行体表面,模型尾部微气泡流上漂现象较为明显,且上漂的微气泡始终为离散形态;对于未通气状态下的聚合物减阻,在相同来流速度下,减阻效果随着聚合物浓度增加而增大,但存在聚合物饱和效应,且饱和聚合物浓度值随着来流速度增加而减小;聚合物和微气泡联合减阻效率大于单独一种减阻方式;在来流速度较小时,聚合物溶液减阻率随着通气量增加而逐渐增大,但随着聚合物溶液浓度增加,微气泡减阻率差异逐渐减小并最终趋于一致。     

水下航行体俯仰运动微气泡流形态及减阻特性试验研究

为研究水下航行体俯仰运动过程中,微气泡流形态及减阻特性的变化规律,采用自主设计的驱动装置、高速摄像系统和测力系统,在水洞中开展水下航行体俯仰运动微气泡减阻特性试验研究。基于该驱动装置,实现了航行体模型以正弦变化规律的角速度绕其头部转动;基于高速摄像系统,分析了微气泡流形态变化特性;基于测力系统,分析了俯仰运动过程中水下航行体流体动力特性及不同通气量下微气泡减阻特性变化规律。试验结果表明：较低通气量下,在水下航行体俯仰运动过程中,离散的微气泡始终均匀分布在航行体表面;随着通气量的增加,微气泡流密度逐渐增加,透明度逐渐降低,并最终融合成透明空泡;航行体俯仰运动过程中,其航行体轴向力系数和法向力系数基本呈正弦变化规律,且其周期与攻角变化周期基本同步;不同通气量下航行体轴向力系数的变化规律基本相同,均呈正弦变化规律,且随着通气量的增加,相同姿态下的航行体轴向力系数逐渐减低,并最终趋于恒定。     

基于直线稀疏光流场的微小型无人机姿态信息估计方法研究

针对无人飞行器视觉导航系统的需求,提出一种基于直线稀疏光流场的微小型无人机姿态信息估计方法。研究了图像直线稀疏光流场的概念,并推导出该种稀疏光流场的计算方法;在直线稀疏光流场的基础上,建立了地平线投影模型,并提出一种基于直线稀疏光流场的飞行器俯仰角速度、滚转角速度和偏航角速度等姿态信息的估计方法;分别使用文中提出的直线稀疏光流场的计算方法和Horn算法对一组测试图像进行数值仿真,仿真结果显示在图像边缘附近,直线稀疏光流场的计算方法与经典的Horn算法具有相近的精度,但时间开销减小到后者的6%;使用无人机航拍图像序列对于基于直线稀疏光流场的飞行器姿态信息算法进行离线仿真,并对比同时搭载的角速度陀螺的测量结果,结果显示,使用文中所述的基于直线稀疏光流场的无人机姿态提取方法可以估计飞行器的俯仰、偏航、滚转三通道角速度信息,其最大绝对估计误差除滚转通道小于±10°/s外, 其余两通道均小于±5°/s,并对于误差产生的原因进行了进一步讨论。     

风洞流场控制系统规范化研究与应用

为不断提高风洞试验能力、减少风洞建设成本,对风洞流场控制系统的规范化进行研究.分析目前中国空气动力研究与发展中心高速所测控系统规范化建设情况,阐述进行风洞流场控制系统规范化的必要性,重点对软件的规范化进行分析,主要开展软件结构分层、主要被控参数控制方法和复杂流程实现等方面的探索和设计,并对下一步工作提出展望.研究结果表明:规范化的风洞流场控制系统具有功能完善、结构清晰、适应性强等优点,可为今后相关系统的研发提供借鉴.     

偏转头弹箭流场特性研究

为了揭示超声速条件下偏转头弹箭的气动特性,对超声速偏转头弹箭不同偏角的流场进行了数值计算。对比普通弹丸和偏转头弹丸的流场结构后发现,偏转头弹箭控制方式可有效提高弹丸的气动特性。偏转头的主要影响集中在弹丸头部,表现为头部激波结构的变化,但对下游流场几乎没有影响,从而避免了鸭舵式控制方式中鸭舵对下游流场的扰动,从流场特性的角度揭示了偏转头控制方式的优越性。     

部分进气燃气涡轮机叶轮流场数值模拟

基于求解雷诺平均的NAVIER-STOKES方程组,对部分进气燃气涡轮机叶轮内部流场进行全3D粘性定常数值模拟,研究了涡轮机叶轮内部流场精细结构。研究结果表明,本文所使用的数值模拟方法能够较好地捕捉部分进气燃气涡轮机叶轮内部存在的各种复杂流动结构;叶轮进口燃气超音速,导致叶轮入口产生激波,激波与边界层干涉,造成边界层分离,引起流动损失增大,从而影响叶片的载荷分布和涡轮效率;叶轮通道内部流动呈强3D特性,存在各种旋涡结构;部分进气设计和叶轮高速旋转,使叶轮受到强烈的交变力冲击,对叶片应力分布产生不利影响。该方法为部分进气燃气涡轮机设计及工程应用提供参考。     

火箭弹外流场的有限元数值仿真

文中利用大型流体计算软件FLUENT对某型火箭弹在不同马赫数、不同攻角下的气动特性进行数值仿真分析，结果表明：此方法能较合理地反映高动态外流场的特性，为新型火箭弹气动外形研发设计提供了一种高效的设计方法。     

高空中偏转头弹箭的流场特性

为了更加全面地得到偏转头弹箭的流场特性,在万米高空对其超声速流场进行了数值模拟。在偏角和攻角均相同时,将高空中弹箭的流场与近地面的流场进行比较后发现：海拔高度对偏转头弹箭的流场结构影响较小,头部偏转对尾部流场的影响仍较小,因此,相比鸭舵控制,偏转头弹箭控制方式仍具有一定优越性,继续保持高升阻比特性,但在高空中,流场中相应点的压力值和温度值均比近地面处有所降低,导致其控制力有所下降。     

三维无网格法及其在超音速弹丸流场模拟中的应用

为研究三维无网格方法及其在超音速流场模拟中的应用,基于Batina发展的显式无网格算法,借鉴非结构网格方法下的耗散模型,给出了一种无网格法下求解三维Euler方程的具体实现形式,并对某标准弹丸在超音速下不同马赫数、不同攻角的绕流流场进行了数值模拟,分析了其在不同马赫数和不同攻角下的升、阻力系数,俯仰力矩系数以及压心等,与实验结果进行了比较,结果基本一致.计算结果很好地验证了文中的三维无网格法在超音速流场数值模拟中的准确性和实用性.     

固定翼鸭舵式双旋弹的制导控制算法研究

从降低制导武器成本和体积的角度出发,在 GPS接收机和 x轴陀螺仪等少量信息的基础上,根据双旋弹的抛物线飞行特性,提出一种基于调整固定翼鸭舵控制力矢量方向进行弹道修正的制导算法。此种制导方式并不需要精确的弹体姿态信息,通过 GPS接收机数据估算弹体的当前姿态,并通过弹体的静稳定裕度保证飞行稳定性,实现落点偏差的有效修正。最后在分析姿态信息采集算法的误差范围的基础上,对制导控制算法的适用性进行了分析与验证。     

鸭式布局冲压增程制导炮弹三维流场模拟与数值分析

为研究鸭式布局冲压增程制导炮弹的流场与气动特性,根据其在冲压工作状态和被动飞行状态时对应的气动外形,应用分块网格划分方法和Realizable k-ε湍流模型对2种工作状态分别进行了三维流场模拟与数值计算分析,对不同马赫数下炮弹的流场与气动特性进行了研究。结果表明:在超声速条件下,相同攻角时阻力系数和升力系数都随马赫数增大而减小; 同一工况下,与相同外形参数但不采用冲压形式的鸭式布局制导炮弹(参考弹)相比,冲压工作状态下阻力系数约大50.5%,升力系数约小35.7%,被动飞行状态下阻力系数约大42.9%,升力系数约小11.9%; 被动飞行状态采用中心锥组件向前推进的形式对减小阻力是有利的。研究结果为鸭式布局冲压增程制导炮弹的气动外形设计与性能分析提供了一定的理论基础与参考。     

卷弧翼弹零攻角流场数值模拟

通过数值求解三维欧拉方程 ,模拟了一种卷弧形尾翼弹在零攻角下的超音速外流场 ,得到了弹的滚动力矩系数在马赫数 1.4～ 3.0的变化特性 ,与试验数据做了比较 ,并对不同马赫数下的流场做了对比分析 .计算结果与试验数据符合得很好