当高速成像制导导弹在大气中飞行时,其光学窗口承受着严重的气动加热。超声速气膜冷却方法可以有效地隔离外部加热,但是超声速气膜流动会引起光束退化,降低图像质量。为了研究超声速气膜气动光学效应,本文构建了主流马赫数为3.4,设计喷流马赫数为2.5,实际测得喷流马赫数为2.45的超声速气膜实验装置。利用基于纳米粒子的平面激光散射技术获得了高时空分辨率流场图像,并对气膜冷却流动的密度场进行重构,利用光线追迹法获取了对应密度场的光程差。通过将光程差分布和K-H涡对比后发现,光程差的波谷位置对应于涡卷的中心,而光程差的波峰对应于涡卷中心之间的连接部分。但是,随着涡结构的发展破碎,对应关系不再成立。根据超声速气膜NPLS流场图像结果,利用分形原理获取的分形维数结果,将其沿流向划分为三个区域,其对应平坦度分别为3.4,2.9,3.6,验

以典型的实例和实验,对液压传动中的液压冲击现象,给出了较直观性的讼述,并分析了产生液压冲击的原因。列举了通过对液压回路的巧妙设计,降低液压冲击的例子。

望远镜的俯仰运动会使主镜相对镜室的位置发生改变,进而影响望远镜的稳定成像。为了校正主镜位置变化,本文提出了利用液压支撑对主镜相对镜室位置进行实时控制,实现对主镜稳像的方法。利用实验室现有的1.23mSiC主镜为监测目标搭建了测试系统,设计了基于6个位移传感器的位置监测系统。在未启用和启用液压稳像技术两种状态下,测试了主镜位置变化,并对主镜位置进行解算,试验结果表明液压支撑技术有确实的稳像效果。当镜室转动40°时,未稳像的主镜其X向平移变化为150μm,绕X轴转角为2.5"。采用液压稳像后,X向平移变化减小为3μm而绕X轴转角减小为0.4"。测试结果表明,基于液压支撑的主镜稳像技术可以实现对主镜位置的实时检测和控制。

提出一种带自调整函数的模糊控制器与二元函数的Lagrange插值算法相结合的控制算法,并将该算法应用于直流电机调速系统。自调整函数为指数函数,根据控制对象的具体情况和要求的不同,自调整函数中各参数可通过键盘进行调试。插值算法采用分片双二次Lagrange插值算法,调速实验结果表明了该控制算法的合理性和有效性。

本文论述了液压伺服系统动力机构匹配问题。以在实际中常出现的负载形式为典型,论述了图解法、解析法,得到液压动力机构参数的最佳匹配的最简形式,以获得系统的最高效率。

设计了一种利用压电双晶片驱动器代替传统双喷嘴电液伺服阀力矩马达驱动部分的新型电液伺服阀,以期改善现有该型阀的动、静态特性.通过试验得出,设计的压电双晶片驱动器输出位移为82.5μm,全量程位移波动小于0.7μm,谐振频率1.2 kHz,完全满足双喷嘴电液伺服阀对驱动器的要求.试验表明:基于此驱动器的电液伺服阀在频率低于100 Hz的范围内具有良好的线性度,克服了传统双喷嘴电液伺服阀在频宽和抗电磁干扰能力等方面的不足.

为研究液压系统工作压力下管路中自由气体的气液传质过程,解决油液中气泡质量变化的光学测量问题,推导了高压油液环境下气泡直径测量的恒温及零温度梯度条件,设计了高压气液传质光学测量系统,并对该系统的气泡识别与跟踪的关键算法进行研究。根据毕渥数及牛顿冷却定律推导了测量气泡的极限尺寸,提出以气泡圆度为判定阈值的气泡图元识别算法。最后,利用相邻帧间气泡中心最小向量的方法实现对气泡圆心的跟踪。实验结果表明:该系统实现了14MPa下气液传质的光学测量,气泡半径测量误差小于4%,提供了高压油气传质的试验手段,基本满足液压油路气液两相传质的光学测量要求。

为了解决巨型望远镜潜在的结构变形对方位轴系支撑和精密驱动的影响,基于组合轴承和驱动车载的概念,提出了一种集成具有轴承及驱动两个功能的机械装置。此套机械装置采用了静液压油垫和直接驱动技术。直接驱动和液压油垫组合安装在承载机构上,可以减小电机间隙变化以便提高驱动系统的效率,此机械装置包含一套运动副连接,该连接允许底部静液压油垫与滑动导轨紧密贴合而上部连接到方位轴移动结构上(就方位轴而言),由此机械装置在运行时只会受到底部滑动轨道平整度的影响而不受上部移动结构大尺度变形的影响。之后通过ANSYS对机械装置进行了静力学仿真,以验证模型的准确性。分析结果证明:系统在设置运动副连接和未设置运动副连接两种情况下,施加Z轴方向力矩时,关注点的位移由14.3μm减小为0.85μm;施加X轴方向力矩时,关注点的位移由12.9μ