涡环伞降末敏子弹的稳态扫描动力学特性

综合采取理论建模、高空自由落体试验及可视化仿真相结合的方法,研究了一种涡环伞降末敏子弹的稳态扫描动力学特性。基于第一类拉格朗日方程,建立了由弹体、降落伞、伞盘、摩擦盘、连杆所组成的五刚体动力学模型,并应用ADAMS、MATALB及VR相结合的方法进行了弹道计算和可视化仿真研究。通过在高空热气球上投放试验样弹的方法,得到了伞弹系统的运动图像、平均落速、转速等弹道数据。对比研究得出:涡环伞的运动稳定性良好,可使末敏子弹保持匀速旋转降落状态,弹体达到稳定后的落速约为13.5 m/s,转速约为3 r/s,稳态扫描角接近于弹体的静态悬挂角,仿真计算与试验结果的一致性较好。      

翅片位置对复合式减涡器减阻性能影响数值模拟

为了探索翅片-管复合式减涡器的翅片安装位置对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速、翅片周向位置及安装角度下的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下共转盘腔径向内流的流场结构及压力损失分布曲线。研究结果表明:减涡管能引导流体径向流入,并降低流体的旋流比;相比于管式减涡器,翅片-管复合式减涡器能明显降低盘腔内的总压损失;在不同旋转雷诺数下,翅片的周向安装位置α及安装角β均存在最佳值;在中、高旋转雷诺数下,最佳值分别为α=9°,β=30°,最佳结构下总压损失较基础模型低40%左右;改变翅片周向位置及安装角度可以明显改变气流进入减涡管的角度,在较优情况下,可以减小流体流入减涡管的阻力及在减涡管内的流动阻力,整体上减小了盘腔内总压损失。     

投影图像法对旋转体空间扫描角和转速的测量研究

扫描角和转速是某伞弹系统风洞试验中要求必须测量的重要技术参数。对伞-弹系统扫描角和转速进行定量动态测量是试验中必不可少的技术环节。投影图像法测量的原理就是利用一定截面积的两路正交平行光源,将旋转弹体分别投影到两个正交的投影屏上,利用两套高速CCD成像系统,将两路弹体投影图像同步采集并实时记录下来,试验结束后利用图像处理软件自动计算出两路图像序列角度分量,按照时序合成出每一时刻弹体的空间扫描角,并根据序列角度分量,计算出弹体的瞬时转速和全周期平均转速。利用该测量方法,在西安某所立式风洞中成功对多个型号的伞弹旋转弹体空间扫描角和弹体转速进行了测量,取得了良好的测量结果。旋转体的静态角度测量精度为0．18°,动态扫描角测量精度控制在0．25°以内。作者从扫描角测量原理和方法入手,着重介绍该投影图像处理测量系统的设计和实际运用,给出了某伞-弹系统风洞试验的测量结果。     

基于周期平均的固定翼双旋弹弹道修正方法

针对一种滚转稳定的固定翼双旋弹,提出了一种平均控制力大小可调节的弹道修正方法,并据此设计了该弹的制导与控制方法。根据固定翼双旋弹的高速旋转特性,在对其角运动方程进行简化后进行角运动分析,得到了弹体的合法向力与固定鸭舵偏转角度之间的关系,然后基于周期平均的概念提出了一种弹道修正组件以不同转速、不同振幅旋转以产生大小可控平均法向力的弹道修正方法,并通过六自由度弹道仿真验证了此方法的可行性。分析结果表明,相比于弹道修正组件固定的传统弹道修正方法,这种新型的弹道修正方法可以通过连续地控制平均法向力的大小和方向,实现固定翼双旋弹的制导与控制,消除弹道偏差,提高命中精度。     

超跨音对转涡轮试验台

超跨音对转涡轮试验台由进气涡壳、轴流式试验段 ( 2个转子 )、排气涡壳、2个减速箱、2个电涡流测功器、燃烧加热器、滑油系统等组成。它可以允许轴流式涡轮高低压转子对转或同向旋转 ,对有或无导叶涡轮进行气动方面的研究工作。采用不接触测量 ,如 PIV激光测速等可视化测量手段 ,便于对级间流场的分析研究。     

带盖板的预旋系统温降和压力损失数值研究

为了更大限度地挖掘预旋系统的温降潜力,对有盖板的预旋进气转-静盘腔内的气动热力问题进行了数值模拟,研究了旋转雷诺数、无量纲流量和旋转比对系统温降和压力损失特性的影响,结合盘腔内的流动特征分析了预旋温降和压力损失机理.计算表明绝热条件下的预旋温降主要受动静坐标系转换引起的动降温、离心升温,以及摩阻做功与黏性耗散等不可逆因素三方面影响,其中动降温取决于气流速度和相对速度,这些因素综合决定了系统温降随旋转雷诺数、无量纲流量和旋转比的变化规律.系统压降主要受气动损失、离心升压和坐标系转换引起的动压变化三方面影响.数据显示旋转比是无量纲温降和压力损失系数的主要影响因素.还讨论了预旋孔和接受孔流量系数随流量、转速和旋转比的变化规律.     

喷嘴结构对去旋系统减阻特性影响的数值研究

为了探索去旋喷嘴式减涡器的结构变化对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速和喷嘴结构下的去旋系统开展了数值研究,获得了不同工况下径向内流流场结构以及压力损失的分布曲线。研究表明:去旋喷嘴可有效提高共转盘腔内压力损失开始急剧增长的临界转速;方形喷嘴与圆形喷嘴降低压力损失效果接近;缩小喷嘴入口方向与气流旋转速度方向之间的夹角可有效改善喷嘴的进气条件;同一周向位置,喷嘴总流通面积保持不变,沿轴向增加喷嘴数目会造成更多的压力损失。     

可控转速机匣转速对跨声速压气机转子流动稳定性的影响

可控转速机匣是一种通过控制机匣结构中的可转动环段旋转对叶顶间隙流场施加作用的机匣处理方式,可以一定程度上改善机匣处理中存在的效率下降以及难以完全适应变工况条件的难题。针对起始于动叶叶顶前缘、宽度为叶顶轴向弦长的可转动环段,对设计转速下的跨声速压气机转子流动稳定性的数值研究结果显示,随着可转动环段转速的增加,转子的稳定工作裕度逐渐提高,扩稳效果先弱后强,当可转动环段转速为转子设计转速时,在保证最高效率基本不变的情况下,稳定工作裕度提高了52.56%。可控转速机匣在较低转速时主要是通过减小叶顶的堵塞区实现扩稳,而高转速时则主要是通过抑制叶顶泄漏涡的破碎推迟失稳,不同转速下稳定工作裕度均有不同程度提升。     

工艺参数对SiC单晶片切割表面质量的影响

SiC单晶片表面质量对其后续半导体器件的制造有很大影响,但其材料的高硬度和高脆性,使切片过程变得非常困难。本文在往复式电镀金刚石线切割装置上采用单因素和正交法进行了SiC单晶切割实验,研究了工件转速、线锯速率、工件进给速率、线锯磨损对晶片表面粗糙度的影响规律以及三维形貌特点。结果表明:附加工件旋转运动,晶片表面质量提高,划痕减少、深度变浅;线速增大、工件旋转速率增大或工件进给速率减小,表面粗糙度值减小;线锯磨损晶片表面粗糙度值增大。相对线速和线锯磨损,工件转速和工件进给速率对晶片表面质量及粗糙度的影响更大。应在综合考虑效率和线锯损耗的基础上合理确定切割参数,尤其是工件进给速率。     

跨声速压气机转子叶尖泄漏涡非定常特性数值研究

为了研究跨声速单转子压气机系统叶尖泄漏涡的非定常特性,选取Rotor 67孤立转子为研究对象,针对不同背压工况与不同转速工况进行了非定常数值模拟。结果表明:在每一转速状态都存在一非定常边界,其将特性线分为定常部分和非定常部分。当转子运行在特性线非定常部分时,随着背压提高,叶尖泄漏涡脉动频率逐渐减小。这是由于背压提高使叶尖前缘负荷变小,叶尖泄漏涡的驱动力也变小。叶尖泄漏涡的频率特征与转子转速息息相关。高转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出低频特征,低转速状态时叶尖泄漏涡主要表现出高频特征。这是由于转速不同,叶尖激波的脱体程度不同,激波对于叶尖泄漏涡的激励位置也不同。由非定常叶尖泄漏涡引起的压力波的周向传播速度在各转速下表现出较强的规律性。随着流量系数的减小,压力波波速呈线性减小趋势,且各转速下减小的速率大致相同。且在波速-流量系数曲线中,各转速的非定常状态起始点基本位于同一条直线。      

过重力补偿GPS/INS末制导炮弹弹道仿真研究

针对采用GPS/INS的复合制导炮弹,采用比例导引作为末制导的导引规律,从制导炮弹弹体运动学和动力学方程出发,进行了低成本组合导航系统的设计,建立了惯导系统的误差模型。针对位置、速度的组合方式,采用卡尔曼滤波算法,完成了组合导航系统的信息融合。根据超远程炮弹的弹道特点,进行了末制导段过重力补偿设计。全弹道仿真计算结果表明,该制导控制系统性能良好,可以精确地将制导炮弹导引到目标捕获区,实现以小脱靶量、大落角对目标的攻击。     

基于MSFLE与Liutex的涡合并实验研究

应用具有拉格朗日性质的运动单帧长曝光(MSFLE)图像测量方法,对矩形管内湍流边界层涡结构合并现象开展了实验研究。研究了雷诺数Reθ在97到194之间管道湍流边界层流向-法向平面内涡合并现象。在实验中,测量系统以与涡运动速度相近的速度匀速移动,采用连续长曝光记录示踪粒子运动轨迹,以捕捉涡随时空的演变过程,骨架提取图像处理算法获得示踪粒子速度,并应用Liutex物理量表征涡的旋转强度。研究表明:MSFLE方法测量装置简单,对实验条件要求低,可从拉格朗日视角直观测量湍流边界层涡结构及周围流场的时空演变过程,MSFLE图像测量方法与Liutex涡识别算法结合可以很好地应用于湍流边界层涡结构的可视化与量化。矩形管内湍流边界层涡合并的条件是两个涡相邻、强度和尺寸基本相同且为同向旋转涡,合并中两个涡的强度呈反向变化,合并生成的新涡的强度和尺寸基本为初始合并时两个涡之和,且旋转方向与两个涡同向。     

二维平板翼悬停拍翼运动中俯仰旋转速度对流场特性的影响

大多数昆虫的拍翼运动由平动挥拍与俯仰旋转动组合而成。本文采用二维平板翼模型对悬停拍翼运动过程进行了模拟,翼型平动及转动速度满足简谐运动规律,并且上挥下拍过程对称。在保持挥拍中期攻角40度不变的情况下,改变俯仰速度或转动时间,采用DPIV(粒子速度成像仪)系统观测拍翼运动的流场涡结构,用测力天平测量模型翼升阻力的变化规律。实验结果表明,在转动阶段翼型升阻力的峰值随着转速的增大而增大,但整个拍翼周期内的平均升阻力变化不大;转速小时翼型升力的产生以攻角上仰升力机制为主,转速大时升力的产生以射流升力机制为主。     

旋转冲压压缩转子试验系统通流部分数值研究

为了评估旋转冲压压缩转子试验系统的气动性能,采用Fluent软件对其通流部分在设计转速下的流场进行了全通道数值模拟。分析了旋转冲压压缩转子达到最高效率时,试验系统各部分的总体性能以及导叶段、旋转冲压压缩转子段和出口支板段的流动特征。计算结果表明,进口段和导叶段内气流损失较小,总压恢复系数分别为0.995和0.979,且气流在导叶内基本实现了预期的偏转和加速。旋转冲压压缩转子压比较高,单转子压比可到2.756。超声速压缩面区域不同节距方向的激波系结构有较大差异,同时存在正常反射和马赫反射现象。出口支板段存在大范围的流动分离,不利于出口气流顺畅的流出。     

一种改进型光纤陀螺惯导系统单轴旋转调制方案

在常规单轴两位置旋转调制方案基础上,提出了一种改进型光纤陀螺惯导系统单轴旋转调制方案,该方案深入研究了载体航向角变化时,通过优选惯性测量组合(IMU)的旋转停止位置,实现了比常规调制方案更好的导航误差自补偿效果.通过理论推导和仿真验证,证明了本方案的有效性、可行性.     

单轴旋转捷联惯导系统尺寸参数辨识与转位设计

为了求解单轴旋转捷联惯导系统的尺寸参数,推导了参数辨识的公式,并设计了转位方案。首先,分析了单轴旋转捷联惯导系统(SINS)尺寸效应的原理,推导了以加速度计输出量为观测量的尺寸参数辨识方法。然后,针对辨识公式中的载体姿态进行了研究,发现合理的整周旋转方案可以消除载体姿态及姿态误差角对尺寸参数辨识的影响,并基于转位角速度的匀加减速模型,分析了该模型与速度增量误差之间的的关系,设计了转位方案。最后,进行了参数辨识试验,得到的尺寸参数标准差2.3mm(1σ),利用均值补偿二位置对准的尺寸效应后,初始对准精度由69.5″(3σ)提高到47.2″(3σ),验证了方法的可行性。     

润滑方式对球轴承润滑性能影响的数值研究

为合理选择高速球轴承润滑方案,优化润滑系统参数,针对SKF7210角接触球轴承建立了喷油润滑与环下润滑计算模型,基于VOF数值方法,研究了两种润滑方式下轴承内油气两相流场和内外环温度场。研究结果表明:相同工况下,环下润滑轴承内油气分布较喷油润滑更为均匀;转速增加两种润滑方式润滑效果均下降,但对环下润滑影响更大,当转速超过18kr/min时(Q=3L/min,F=5kN),环下润滑轴承内油体积分数将低于喷射润滑;供油量增加可改善润滑效果,尤其对环下润滑,当转速大于10kr/min时,环下润滑轴承内油体积分数相对喷油润滑将大幅提高;载荷增加会使轴承内油体积分数减小。结论:当转速和载荷较低时,可使用结构简单的喷油润滑;当转速和载荷较高时,使用环下润滑较为有利,但需保证供油量维持在较高水平。     

非接触旋转叶片振动测量系统在转子叶片裂纹故障试验中的应用

采用非接触旋转叶片振动测量系统测量模拟转子叶片振动特性,通过单自由度和周向傅立叶两种分析方法,拟合并计算出叶片共振时的幅值、动频、转速、激励阶次等。试验结果表明,叶片出现裂纹后,叶片动频显著下降。动频结果与锤击法测量叶片静频结果对比表明,动频结果更接近真实情况。该系统可有效识别叶片裂纹,其成功运用对于实现或建立叶片裂纹故障在线监测具有十分重要的意义。     

基于特征值理论的轴流跨声速压气机失稳预测

流动失稳问题是叶轮机械所面临的严峻挑战之一,而旋转失速是轴流压气机及压缩系统中普遍存在的一种典型流动不稳定状态。基于特征值理论发展了一个轴流压气机流动失稳开始点预测模型,应用谱方法和奇异值分解(SVD)算法求解所建立的特征值方程,通过特征频率的虚部判断压缩系统的流动稳定性。并通过一个高速单转子在高低两个转速时的算例,定量分析了流动压缩性对跨声速压气机流动失稳开始点预测的重要影响。该模型可在合理的精度范围内,以工程应用可接受的计算资源消耗来预测跨声速单级压气机旋转失速的开始点流量,同时不应用大量经验数据,为压气机设计阶段的稳定性评估提供指导。     

新型翅片式减涡器减阻特性数值研究

为了降低压气机径向引气过程中的压力损失,在设计出新型翅片单元结构的基础上,研究了新型翅片单元结构对径向引气压力损失的影响规律,对不同转速、新型翅片结构的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下压气机共转盘腔径向引气的流场结构及压力损失分布曲线。研究结构表明:新型翅片单元结构能够抑制盘腔内气流旋流比,降低引气压力损失;翅片单元通道宽度和高度均存在最佳值使得减涡器减阻效果较好,在优选结构翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的条件下,其减阻效果较简单盘腔模型提高86.5%。高低翅片结构能起到较好的减阻效果,随着单侧翅片高度的升高减阻效果逐渐增强,在本文结构下增加单侧翅片高度L1=0.3时减阻效果最优,且A侧或B侧翅片增加带来的减阻效益相同。一方面,最优高低翅片结构其减阻性能相比于简单盘腔模型、典型翅片式减涡器模型以及翅片单元通道宽度L=0.78,通道高度R3=0.97的结构模型分别提高87.5%,29%,7.8%;另一方面,最优高低翅片结构能够减轻翅片单元的质量,具有较高的工程应用价值。