组合坐标法精确测量微纳米台阶样板高度

微/纳米级台阶高度的精确测量是纳米计量技术领域中重要的研究工作。文中提出了一种以精确定位为前提的多区域坐标组合台阶高度测量法,应用纳米三维测量机实现了标称高度1mm的微/纳米级台阶样板高度的精确测量。结合实验数据,对影响测量结果的环节进行了分析,确定了影响测量结果的主要因素,并阐述了相应的解决办法。该技术内容对研究台阶样板的精确测量工作具有一定的技术参考价值和借鉴作用。     

静压气体轴承气膜力及其与转子耦合动力学特性研究

针对静压气体轴承,进行三维实体建模,采用供气孔区域非结构化网格和非供气孔区域结构化网格相结合的网格划分方法;采用基于有限体积法的计算流体动力学(CFD)商业软件对三维稳态可压缩气体Navier-Stokes(N-S)方程进行求解;根据计算结果,通过数据拟合获得了考虑转子偏心和转速的静压气体轴承气膜支承力模型.基于有限元法建立了气体轴承-转子系统动力学模型,采用Newmark逐步积分法求解了系统的临界转速和不平衡响应.在此基础上进行实验测试,验证了数值仿真结果.研究结果表明:低速、小偏心下,气膜主支承力随偏心呈近似线性变化;高速、大偏心下,气膜主支承力急剧增大,气体轴承的动压效应显著增强;气膜x,y向耦合支承力随转速和偏心呈非线性变化;转子系统一、二阶临界转速对当前结构刚度变化比较敏感,而三阶临界转速对此不敏感.因此,气体轴承气膜支承力的非线性特性及其与转子耦合动力学特性较为复杂,在对气体轴承进行结构设计时,应充分考虑其与转子的耦合,合理设计工作转速范围.      

T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。     

应用电磁弹射器的舰载机起飞性能分析

针对应用电磁弹射器的舰载机弹射起飞过程,综合考虑了电磁弹射器的推力、舰载机前起落架突伸力和载舰的运动,建立了舰载机弹射起飞的数学模型,并据此,分析了上述各种因素对舰载机弹射起飞安全性的影响,计算得到在满足舰载机弹射起飞安全准则的条件下,各种起飞因素应该满足的适应范围。研究分析表明：在风浪较大的恶劣天气条件下,通过适当地增加电磁弹射器的电磁推力和前起落架的突伸力,可以有效抑制舰载机的航迹下沉现象,确保舰载机的安全起飞过程。     

斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明：斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。     

涡轮叶冠间隙流场PIV测量

为了研究带有冷却气流的涡轮叶冠间隙流场流动特性,采用粒子图像测速仪(PIV)技术得到了叶冠间隙流场中各个典型截面的瞬时流场显示,并对叶冠间隙流场特性进行了研究.研究发现:由于叶冠腔内有两股叶尖冷却气流的注入,叶尖泄漏流流过叶冠间隙时会与两股冷却流相互掺混,从而使腔内气流的流动状态变得非常复杂,因此在叶冠突肩之后以及叶冠腔内流体汇合处会有大小方向各异的涡流产生.同时,两股冷却气流均对泄漏流有一定的阻挡作用,前孔冷却流的阻挡作用更为明显.随前孔与后孔岀流比增加,前孔流及后孔流对泄露流的阻挡作用增强.      

高精度光纤IMU的磁屏蔽方法及实验研究

惯性测量单元(IMU)是位置姿态系统(POS)的核心部分,IMU的精度很大程度上决定着POS精度.由于高精度光纤陀螺(FOG)的光纤线圈对磁场敏感,基于高精度FOG的IMU精度会受磁场影响而降低.本文研究了FOG磁敏感性机理,通过实验得出高精度光纤IMU对磁场敏感的结论.采用电磁场有限元分析软件Ansoft Maxwe...     

应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法.在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成.通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型.通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性.在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论.     

风扇转子叶征的非接触振动测量

旋转叶片的振动测量技术主要向非接触测量方向发展,硬件技术基本成熟,国内外主要是研究各种算法。本文对研制的基于叶尖定时原理的非接触振动测量系统的小间距算法进行了简要介绍,并采用该测量系统对某风扇试验件转子叶片的振动频率和幅值进行了测量,对6700r／min附近叶片的共振情况进行了分析。与应变计测量结果和理论计算结果进行的...     

NACA4412翼型分离涡计算的混合网格策略研究

以NACA4412翼型为例,针对低速大攻角含有分离涡的复杂流动,提出了一种采用推高局部附面层网格的方法来改善分离涡模拟的新网格生成策略。数值算例表明,这种推高各向异性单元区域总层高的混合网格能够较合理地捕捉到分离流动涡区的位置和大小,数值实验和分析表明,这种网格生成策略是合理有效的。