某风扇/增压级非设计点性能计算及进气畸变影响分析

在原流线曲率法程序的基础上, 增加了适用于高速风扇/压气机的双激波损失模型.真实地反映了高速风扇/压气机的实际工作状况, 提高了预测高速风扇/压气机非设计点性能的准确性, 完善了分析进气畸变对风扇/压气机性能及稳定性影响的准三维计算模型.针对一台外涵转子叶尖马赫数大于1.4的大涵道比风扇/增压级, 计算分析了其非设计点性能以及进气畸变的影响.计算结果与试验结果吻合较好, 精度可靠, 可应用于工程实际.      

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.      

基于UG软件的航空发动机液压系统执行机构设计

介绍了用UG软件进行航空发动机液压系统执行机构壳体油路设计、油路检查、装配应用和设计说明等的方法。     

无槽圆筒型永磁直线作动器绕组分布特性实验

将无槽圆筒型永磁直线电机用作飞行器姿态控制直线作动器.研究了圆环形无槽绕组分布系数,建立了其轴向分布系数计算模型,该模型考虑相间绝缘厚度的影响.比较研究了单极性圆环形绕组和双极性圆环绕组的分布特性,得到了相间绝缘厚度对这两种绕组结构绕组因数的影响规律.研制了无槽圆筒型直线作动器样机,测试和计算得到的空载反电势波形吻合,验证了理论研究的有效性.对作动器推力、动态等特性进行了测试论证,结果表明,该直线作动器具有电枢反应小、响应速度快等优点.     

一种高灵敏度的电动舵机系统研究

本文研究了一种基于单片机的高灵敏、分体式小型电动舵机系统。首先分析了电动舵机的组成与功能,并分别从舵机结构、控制算法两方面对舵机系统的性能设计进行了分析和阐述。针对舵机高灵敏度的性能要求,对控制算法进行了优化并进行了相应仿真。最后经过试验验证,电动舵机满足了高灵敏度的指标要求,验证了控制算法的正确性。     

高效合成射流激励信号的实验验证

在水槽中对合成射流控制圆柱分离进行了实验研究,射流出口为狭缝,由圆柱后驻点向下游喷射.为了进一步提高合成射流的控制效率,笔者采用了一种改变合成射流上下半周期时间比的高效合成射流激励信号.实验表明:对于采用标准正弦信号的普通合成射流,随着基于射流出口平均速度的雷诺数ReU的增大,圆柱后缘分离区变小,分离点推后.当ReU约大于430时,圆柱后缘分离区消失,绕流可完全再附.伴随合成射流的吹吸,圆柱后缘尾迹出现周期性的张合现象,从而抑制了卡门涡的脱落.采用高效合成射流激励信号,固定ReU,减小正弦信号形状因子k,合成射流的控制效率降低;k增大到足够高时,合成射流出口速度和诱导涡量强度大幅增加,使控制效率得到显著提高,从而很好地验证了这种高效合成射流激励信号对合成射流控制效果的影响.     

软体弯曲驱动器设计与建模

与传统的"刚性"机器人相比,基于仿生学启发的软体机器人由于其与生俱来的柔顺性和安全性受到广泛关注。然而,此类软体机器人驱动器的设计与控制目前仍缺少理论指导。针对这些问题,设计了一种由气压驱动的可实现弯曲运动的新型软体驱动器,在系统分析其结构和弯曲原理的基础上,利用几何方法和虚功原理建立了其数学模型,并且通过有限元模型和原理样机实验验证了数学模型的有效性,为软体机器人驱动器的优化设计和控制提供了依据。     

机电作动系统发展

 机电作动系统是通过控制电动机或电器的运行直接或间接地控制负载的运动,实现控制目标的位置伺服控制的一类系统的总称。针对飞行器用机电作动系统,概述了其应用概况、结构的演化过程、关键技术的发展过程,并就机电作动系统的发展动态做了介绍。在此基础上,提出了飞行器用机电作动系统的研究和发展的一些建议。     

一种用于主动流动控制的气泡型微致动器

 面向先进主动流动控制,在国内率先研发了一种基于微机电系统(MEMS)的气泡型微致动器阵列技术。分析了气泡型微致动器用于主动流动控制的原理,阐述了致动器结构及其加工工艺。通过对气泡样件的压力载荷 变形行为的测试,表明其具有较好的线性和较大承载能力。结合不同翼型的风洞试验表明,微致动器作动可以影响翼型表面的压强分布,从而可用于增升等控制目的。     

燃气作动筒式折叠弹翼展开过程分析

为模拟某巡航导弹齿轮-齿条传动作动筒式弹翼展开过程,采用Cook高压气体状态方程计算作动筒内弹道性能,并耦合运动几何关系求解弹翼展开行程。分析得出,弹翼展开过程分为4个阶段,主要影响阶段为展开停滞阶段,并揭示出影响停滞阶段的主要因素。最后,采用C++Builder编制工程实用软件,与试验结果对比表明,该软件可模拟弹翼展开过程,有一定的工程实用价值。