合成射流流动特性实验研究及在燃烧中的应用探讨

应用热线风速仪对合成射流激励器出口流场进行了较详细测量。实验结果表明,激励器流场可划分为2个不同的区域。在距离激励器出口10～15倍出口缝宽之前,流动具有强烈的非定常性;在此位置下游,流动特性与常规射流相似。在流向中心线上,随着向下游距离的增加,时均速度呈先增后降的趋势,湍流度则单调递减。当激励电压有效值40V、激励频率980Hz时,时均速度在15倍缝宽处达到最大,约14.2m/s,激励器出口附近湍流度近80%。在展向上,时均速度、湍流度均剧烈改变,梯度变化明显高于常规喷流。适当参数的合成射流激励可以改善扩散燃烧器出口温度分布、降低NO_x生成量。      

压电作动器用于振动主动控制技术的研究

 从理论和实验两方面分析了利用压电作动器进行柔性结构振动主动控制的机理，从能量的角度对施加控制时悬臂梁自由衰减振动的阻尼比进行了理论计算，得出了主动阻尼比与反馈增益之间的关系。建立相应的实验系统，对上述关系式进行了实验验证。     

扫描探针显微镜扫描器运动误差的研究

对由压电陶瓷的压电误差造成的扫描探针显微镜扫描器的运动误差进行了较详细的实验研究和理论分析,分析了各项误差的产生原因及其实验现象,据此可对误差进行判断和修正。     

Jet Vectoring Control Using a Novel Synthetic Jet Actuator

A primary air jet vectoring control system with a novel synthetic jet actuator (SJA) is presented and simulated numerically. The results show that, in comparison with an existing traditional synthetic jet actuator, which is able to perform the duty of either “push” or “pull”, one novel synthetic jet actuator can fulfill both “push” and “pull” functions to vector the primary jet by shifting a slide block inside it. Therefore, because the new actuator possesses greater efficiency, it has potentiality to replace the existing one in various appli- cations, such as thrust vectoring and the reduction of thermal signature. Moreover, as the novel actuator can fulfill those functions that the existing one can not, it may well be expected to popularize it into more flow control systems.     

压电驱动微位移灵敏度的影响因素分析

从内在因素(迟滞和蠕变效应)和外在因素(环境、控制电源、预紧力、导向机构等)两大方面系统的总结了压电驱动微位移灵敏度的影响因素,并针对每种因素给出了相应的实验结果或调研数据,提出了提高分辨率可采取的措施。     

螺旋桨滑流对带后缘襟翼机翼气动特性影响的数值分析

采用动量理论结合有限体积法求解N-S方程的方法,进行了螺旋桨滑流对带后缘襟翼机翼气动特性干扰的数值模拟分析.螺旋桨模型简化为一个激励盘,即一个无厚度可穿透的圆盘,以给定的圆盘拉力载荷,即压强差来模拟螺旋桨滑流的效果.采用嵌套网格技术处理桨盘与机翼间复杂的几何关系.算例计算表明,该计算方法能够较好的模拟滑流对带后缘襟翼机翼气动特性的影响.     

空间谐振式MOEMS陀螺致动器研究

研究并设计了一种新型的可应用于微光机电(MOEMS)陀螺的微位移及角度控制致动器。它包括高灵敏度压电陶瓷组件和控制电路,具有对微镜进行微米级位移和角秒级角度精确定位的功能。建立并完成了该致动器的结构模型和有限元仿真,提出了基于MOEMS技术的加工方法。     

等离子体激励器对微型飞行器横航向气动力矩控制的实验研究

在前期等离子体激励器基本流场特性研究的基础上,将等离子体激励器应用于微型飞行器(MAV)进行气动控制。当来流速度为9.1 m/s时,在微型飞行器机翼吸力面非对称布置不同的单介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器,通过对未施加激励的偏航、滚转力矩曲线和施加激励的偏航、滚转力矩曲线进行对比,发现横航向气动力距发生很大的改变,可以实现对横航向气动力矩的控制。在此基础上,采用图像测速(PIV)技术,对机翼背风面的流场进行研究,分析产生横航向控制力矩的流动机理。通过改变激励器的输入电压、占空比和调制频率,实现对横航向气动力矩的比例控制。     

压电式微型合成射流器结构参数优化设计

压电式微型合成射流器的结构参数对射流速度有极大影响,然而各结构参数的影响规律及程度无法用单因素考查法来确定.针对这个问题,采用正交分析法结合多域耦合数值模拟,研究了主要结构参数对射流速度的综合影响,对器件结构参数进行了优化.仿真结果表明:在所考查的参数范围内,喷口宽度、腔体宽度、压电片厚度对射流速度的影响较大,但三者的...     

航空发动机燃油系统执行机构及其传感器故障诊断

提出了基于执行机构模型和航空发动机逆模型的执行机构及其传感器单一故障诊断和定位方法.基于执行机构小闭环结构建立了3阶执行机构传递函数模型.基于两个并联的BP(back propagation)神经网络,建立了航空发动机稳态逆模块和动态补偿模块,形成航空发动机逆模型,以实现基于航空发动机输出的燃油流量估计.以执行机构模型输出和传感器输出之间的偏差为依据进行故障判别,以航空发动机逆模型输出和传感器输出偏差为依据对故障进行定位.以某型航空发动机及其燃油系统执行机构模型为对象进行的仿真,结果表明,该诊断系统可在航空发动机稳态、动态情况下准确地诊断出幅值在1.6%以上的执行机构及其传感器故障并进行定位,验证了所提出故障诊断方法的有效性.