多压电膜式零质量射流激励器的设计与性能研究

设计了一种多压电膜式零质量射流激励器,并利用热线风速仪,得到了对应于射流中心线上固定位置处速度最大时的最佳频率.在该频率下,测量了零质量射流在不同孔径时沿中心线的速度分布;测量、分析和比较了不同激励膜数目对射流出口速度分布的影响.表明:在其他条件完全相同的情况下,一片振动膜时的激励器出口中心线上的平均速度和峰值速度,都较5片膜的情况小一半左右,而3片和5片压电膜时的激励器性能差别却不大.也就是说,虽然压电膜的数目增加能使激励器出口射流的能量增加,但这两者之间并非呈线性关系.此外还用PIV测量方法,直观地显示了射流出口的涡结构.      

Two-Way-Coupling Method for Rapid Aerothermoelastic Analyses of Hypersonic Wings

Several types of coupling methods for resolving aerothermoelastic problems associated with hypersonic wings are summarized,and the appropriate coupling methods for engineering calculations are selected.Then,the calculation and analysis methods for the subdisciplines in this field are introduced,and the time step issue is discussed.A two-way-coupling rapid static aerothermoelastic method for analyzing hypersonic wings is proposed.This method considers thermal effects and is used to conduct an aerothermoelastic response analysis for a hypersonic wing.In addition,the aerodynamic force,heat flux,structural deformation and temperature field are obtained.The following three conclusions are drawn.First,the heating effect has a significant impact on the static aeroelastic response of hypersonic wings;therefore,thermal protection shields are essential.Second,the application of thermal protection shields reduces the differences in the calculation results between the one-and two-way-coupling methods.Third,hypersonic wings exhibit large thermal deformation under high-temperature environments,and in certain cases,the thermal deformation is even larger than the deformation caused by aerodynamic force.     

航空航天制造机器人高精度作业装备与技术综述

新一代航空航天产品的研制与批产对制造精度与加工质量提出了更高的新要求。以机器人为核心的智能制造技术与装备是解决该难题的有效途径。然而,工业机器人较低的定位精度与弱刚性结构属性严重制约了其在航空航天部件高精度加工作业中的推广应用。本文在阐述国内外机器人装备在航空航天制造业的应用现状的基础上,重点介绍了机器人作业刚度强化策略与定位误差精确补偿方法的研究现状,并分析了现有高精度控制方法存在的问题及技术难点。最后探讨了机器人作业装备在航空航天制造领域的技术发展趋势,为面向航空航天产品的机器人高精度制造技术的研究提供参考与借鉴。     

基于不变流形的小推力Halo轨道转移方法研究

利用动力系统理论中的不变流形概念设计向halo轨道转移的小推力轨道。首先,根据小推力发动机是否工作将转移轨道划分为上升段和滑行段。两个轨道段分别采用不同的动力学模型描述;并通过不变流形和Lyapunov反馈控制原理将整段轨道参数化;最后进行参数优化获得最优转移轨道。这种方法通过合理选择坐标系和利用反馈控制的方法,避免了由三体动力学模型以及最优控制问题的共轭方程所具有的极强的非线性带来的求解困难。具有很强的收敛性;优化过程的每一步中不包含迭代过程,计算速度快。并以从地球停泊轨道向日-地L2点halo轨道转移为例验证了此方法的有效性。这种方法对小推力动平衡点任务设计有着重要的实际意义。     

水冲压发动机燃烧稳定性数值研究

建立了水冲压发动机燃烧稳定性计算模型,对一次进水水冲压发动机燃烧室内流场进行数值模拟。研究了燃烧室长度、水燃比、液滴直径等因素对水冲压发动机燃烧稳定性的影响。研究表明,适当增加燃烧室长度、采用多次进水以减小局部水燃比并选取适当的雾化器,有利于水冲压发动机的稳定燃烧。     

翼型加装格尼襟翼的低雷诺数气动特性实验研究

为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%~5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105~2.31×105.试验结果表明:低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大.格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用.与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出.     

70kN载荷应变天平校准系统研制进展

研制了70kN量级的应变天平校准系统,以满足2m量级高速风洞测力试验天平的静态校准需求。70kN载荷应变天平校准系统基于传统的单元校准方法,采用四自由度复位式体轴系自动校准方案,加载力源为标准砝码,采用砝码独立控制技术的自动加载装置实现天平校准载荷的自动加载。砝码产生的重力通过双十字铰链施力定位装置和刚性加载头准确地传递到天平上,无间隙复位传动机构可以保证天平的精确复位。建成后的校准系统可满足20～70kN量程范围的杆式天平和环式天平等不同类型天平的校准需求。     

结冰风洞喷嘴雾化特性研究

结冰风洞试验段中的云雾通常由安装在稳定段的喷雾系统产生。喷雾系统雾化喷嘴的性能直接关系到结冰风洞试验段平均水滴直径(MVD)、液态水含量以及云雾均匀性等关键技术指标。在喷嘴试验台上分别使用PDI(相位多普勒干涉仪)及微流量计对小粒径雾化喷嘴的平均水滴直径(MVD)及水流量进行测量,得到了结冰风洞空气辅助雾化喷嘴的流量-粒径性能包线,同时,对喷嘴的供水、供气压力及其配比和水路节流管尺寸对喷嘴雾化性能的影响进行了研究。研究结果表明:喷嘴水、气压力差的大小和范围决定了喷嘴的粒径及调节比的范围。压差越大,粒径和水流量越大,压力差范围越大,调节比越大。减小喷嘴水路节流管的直径,可以增加喷嘴工作的水、气压力差范围,扩展喷嘴的流量-粒径包络线。最终的测试结果表明,结冰风洞所使用喷嘴 MVD 范围为7~70μm,水流量调节比为11.5,其参数调节范围优于国外同类风洞所使用雾化喷嘴。     

电缆网阻值测试仪的设计与实现

随着单片机技术的发展及其在测试领域的广泛应用,早期采用的人工作业对电缆网性能测定的方法已经不再适用。本文介绍了一种基于单片机技术的电缆网阻值测试仪。从电缆网阻值测试仪的功能与设计要求出发,阐述了总体设计方案,说明了该套设备的工作原理,描述了系统的硬件实施和软件设计,并对整套设备进行了实验验证。结果表明：设备满足了用户要求,提高了测试效率。     

计及壁面传热的微型向心涡轮气动设计探讨

毫米级微型向心涡轮传热效应显著区别于常规向心涡轮,发展计及壁面传热效应的微型向心涡轮的气动设计方法对微型燃气轮机的设计具有重要意义.根据微型向心涡轮壁面非绝热的特点,通过理论分析,初步建立了计及固壁传热效应的微型向心涡轮速度三角形的分析模型.在此基础上发展了计及传热效应的微型向心涡轮的气动设计方法.分析得到了考虑传热影响的微型向心涡轮设计规律.利用三维数值模拟手段对模型和设计方法进行了验证.结果初步表明所发展计及壁面传热效应的模型和微型向心涡轮气动设计方法具有较好的可行性.