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毕业设计论文-离心通风机设计doc
发布时间:2020-04-13 13:00

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  第 PAGE 101 页 PAGE 目 录 TOC \o 1-3 \h \u 优化不能导致任何进一步的扩展. 主动流动控制揭示的是独特而具有挑战性的解决方案,不仅将改善绝对业绩 (减少燃料消耗,提高机动性和敏捷度…) ,而且降低噪音,机械的复杂性,重量和维修. 这一方法的初衷在于边界层中生成的小扰动放大了不稳定的自然流引起的主要下游球型效应[1] . 只是在过去20年, ,如微机电系统 ( MEMS )等最新技术的大量涌现,才使得气动性能比传统方法取得了革命性进步[7] , [4]和[10] .流动主动控制以后将实现利用低功耗的小设备(传感器和执行器) , 具有快速响应时间和远程控制或自动控制(闭环控制,单元集合网络) . 比如, 美国自数年[6]就开始研究通过MEMS技术控制分离流动,而现在欧洲更加重视 (AEROMEMS项目[12] ) . 各可能性控制边界层的各种可能方法中(微型障碍[5] ,引力,合成射流[ 3 ] , [ 8 ]...),在欧洲项目AEROMEMS上选定的原理存在于发电脉动微射流为把旋涡直接引入边界层. 虽然这种控制边界层的方法是行之有效的,但该方法的主要缺点是结冰和灰尘污染. 因此,飞机应用上合成射流器好像还不是一个可靠的原理. 卷吸状态当时被排除只是为了利用脉动射流确保吹风状态的独立性。这种射流器产生的纵向旋涡把上面边界层的能量传递给下面边界层。 因此,通过给予在着负压力梯度的边界层能量,就可以延后分离点。使用逆流的国压力,超微小孔是一个简单的生产喷气涡流发生器的解决方法. 一个小型机械系统便可以充当一个打开和关闭的孔口阀门. 驱动器必须达到的规格特别富有挑战性和棘手: 它的尺寸要小(几毫米)为了不破坏原始尺寸 它必须允许一个最优运动同时消耗最少的能量. 对于一个实际的边界层控制(接近飞行条件) , 微型空气喷嘴的速度不得不和主流有同样的速度( 100 -200 m/s ) . 因此,如果空气喷嘴的大小有几百微米, 适合上游所需压力的微观小孔对于MEMS的规模(几千)是很重要的 . 这意味着可以设计能产生高压力而且相当大距离(数十或数百微米)的微型阀. 下文介绍的静电器(以下简称 Zip 阀)似乎是一个为达到所需规格的好的选择. 二、ZIP阀的设计与制造 静电阀的概念过去已经被提出 ( [9]和[2] ) ,但只是在不同的配置和不同的应用领域. 驱动器是由两个刚性电极和 S 形柔性梁 组成(见图. 1 ) . 用柔性梁与其中一个刚性电极之间产生的电压差来产生静电力。 这些静电力往往在电极上形成带层。由此产生了 S 型位移。驱动器的主要优点是提供大位移和高压力作为S 形软带与刚性电极的间隔是局部狭窄。 A:分析和有限元方法( FEM ) 已经通过确定接触点(变形部分的丝带)和电压的关系来研究控制阀的静态性能。对模型做如下简化: ?因对称性, 只有考虑驱动器的一半 ?应用柔性梁的近似小挠度 ?若接触点1比与总长度L小 ,则视固支弹性带两端为自由梁(见图. 2 ) . 在这种情况下动量守恒: 其中E是杨氏模量,ν是泊松比,I 是S ( Y , Z ) 截面的二次方动力。F指静电力,但在此不能计算. 事实上,带有边界条件的积分方程1 (y(x=0)=0andy(x=0)=0))的表达式为: 方程中b和h分别是粱的宽度和厚度,是力带变形部分的未定长度.条件使得能从与原方程中消去,并给梁变形的表达式: 接触点的确定考虑了储存在梁中的机械和静电能. 增加的电压V使静电能 增加,与此同时粱的机械能增加使其形变增大. 机械能表达式为: 而静电能的表达式为: 是真空电容,是电极绝缘层(厚度为)的相对介电常数。 接触点是一个平衡点(稳定或不稳定) ,然后这两种能量的变化是相等的。接触点的横坐标为: 这一解析解已经与CoventorWare所做的模拟进行了对比。模拟由应用电压差和确定相应的接触点组成。 有限元分析结果与解析解吻合的很好,最大误差不超过6% 。 简单的模型已经足够决定阀的控制范围,考虑了所有参数(材料性能, 尺寸... ) ,并考虑到气压下降的限制因素或使压降最小的绝缘层的大小。 图4 有限元方法和分析模型的比较 在有关设计,为了限制阀内压降和在微观小孔中建立足够的流量,距离应大于10或30,可以通过一个简单的考虑了孔板截面的动力平衡方程来估算阀所能控制的最高压力。 在开放孔板状态,电压适用于底部电极. 静电力作用在流束带上. 动平衡方程化为: . 假设孔板是方形的(见图. 1 ) . 孔口打开,当压力再也不能抵消由静电力所导致的流束带变形时,点的偏差是 . 通过下式估算压力: 图5 开放式孔板的状态 把方程7代入方程8得: 其中k是一个有关驱动特性得系数(弹性模量,几何参数... B. 阀门的构成 制造这个驱动器的主要困难是微型软带的制造. 其中必须制造出一定高宽比的固支梁. 事实上,梁的长度大约60毫米,其宽度,有数百微米,其厚度,有几个微米. 此外,锚(夹)不布置在同一水平线上. 我们在进行设计时, 差距G几百微米的倾斜45度直径400μm的孔口. 这孔板设计已确定通过初步风洞实验,采用被动式连续喷嘴. 在微加工中实现这样的一个结构,虽然可能但真的很难做到. 作者宁愿使用更简便的技术制造装置,时提出了一个接近MEMS的结构. 这些混合器能测试“”阀的性能。 基本思路是设计了一系列的电动控制器和气动供应在一起. 动作部分(柔性带)由激光切割聚酯薄膜箔软聚合物薄膜(厚度12μm,单面涂敷一层薄薄的铝,100纳米)获得。 PCB条提供了良好的力学性能,而铜电镀层可作为电极. 间隔通过环氧树脂的成型得到. 电绝缘层由2个或3μm厚二甲苯制成,能够承受电压上升 400V(见图8 ) . 因为后者的价值, 阀能控制最大的压力是P ~ 35kpa (见图8 ) . 控制电压 阀能够控制的最高压力被确定因为一种应用的电压 (见图. 10 ) . 阀门在连续模式下驱动:微射流不断产生, 通过开关控制孔板开闭. 由上游驱动器正确测量压力. 阀门用400V的驱动器可以控制的最高压力是27kPa,用较厚的绝缘层驱动器可以取得取得最佳效果,作为最高应用电压(静电力正比例于电压的平方)。 然而, 相对性能(压力/ )是更为有利在较薄绝缘层驱动器的情况下, (图10 ( a )) ,因为静电力与极板距离的平方成反比. 虽然在图10中压力随着电压的变化看起来成线性关系,但是,它更满足方程8的关系式, 此外, 注意到最大压力( 27千帕)与分析价值35非常接近. 微流体的初步测量 这些阀所能控制的压力范围是已知的,与之对应的微空气喷嘴的流速测量即可进行. 一个无源器件(无积极灵活的膜层)用于这些微流体的特征. 对于上游压力,下游射流速度,是由热线风速仪和质量流量测量测定. 孔口直径,倾斜. 其结果与其他相比是相当不同的技术. 比如, 热丝给出了的速度对于上游30千帕的压力,而根据质量流量测量流速达到. 图12 45斜口简图 虽然流量分析方法给出平均速度, 但在此情况下其测量值更可靠,由于热丝不能很好地适应这种流动. 的确,后者远比比小孔直径大( 3毫米) ,大部份的热丝实际上并非设在微流里. 因此,速度是估计的. 即使这样,热线值不是真正正确的, 对比纵向和斜射流是有意义的. 下游这些2个孔口射流速度之差能达到 . 在斜交设计中, 压降可能出现,因为尖锐的边缘进水造成流动分离(见图. 12 ) . 基于这些测量, 阀可控制直径, 斜交的孔口的开闭使压力达到27千帕. 相应于这个压力的极限射流速度接近. 这一峰值速度几乎是下游垂直开口射流速度值的一半. 三、 结论 能够控制相当高的压力的静电驱动阀已经进行了模拟,制造和表征. 驱动器可控制的微观小孔开闭,上游压力达到27千帕,对应下游射流速度接近 . 实验和模拟的结果符合相当好,虽然该分析模型是简单而基于相似原理. 此外, 不同的技术得到的速度测量值都倾向于低估阀门的流动性能. 超高速微流特性导致了新的问题出现,与传统的速度曾两技术不相关. PIV 技术(以及其他使用流动传播的原则)需要使用亚微型的颗粒,相距较大的热丝比微型小孔大得多. 然而, 正被审定的驱动原则及其表现出的对空气流量的控制, 我们打算在将来对其进行调研,提升的性能,同时提出了一个整批大量微细的过程. 四、鸣谢 本文所发变的研究结果作为AEROMEMS II项目 (用微机电系统控制先进气动流量,摘自(Contract No G4RD-CT-2002-00748 ) 的一部分 . AEROMEMS II项目是BAESYS-TEMS, Dassault, Airbus Deutschland GmbH,EADS-Military,Snecma,ONERA,DLR,FEMTO-ST/LPMO,ManchesterUni-versity,LML,WarwickUniversity,TUB,CranfieldUniversity,NTUA 和 Auxitrol的一个合作项目. 该项目由欧盟资助,欧盟也是该项目的合作伙伴. 作者在此非常感谢Franche Comte 大学的Laurent Guyout教授在控制器研制期间对其的帮助。 图13 阀门特性,脉动喷射 五、 参考文献 [1] T. Bewley, 流量控制:新复兴时期新的挑战 ,航天科学进步,第二卷. 37 , pp. 21-58 , 2001 . [2] J. Branebjerg 和 P. Gravesen, 一个新的提供更好的冲程长度和力的静电驱动器 ,国际微电子机械系统协会( MEMS )`92, ,德国, 1992 . [3] , 主动流动控制的合成射流地发展,流体2000,美国航空航天研究所于2000-2405,丹佛, 科罗拉多州, 2000 . [4] ,AG亚游手机客户端 “当代流动控制的发展 ”,h.Rev, vol.49,pp.365–379,1996. [5] C.HoandY.C.Tai, 微电子机械系统( MEMS )和流体流动, Ann. Rev. Fluid. Mech., vol. 30, pp. 602–609, 1998. [6] A. Huang et al., .“德尔塔航空联队飞机的装置的应用: 从概念发展到音速飞行试验”,第39期航天科学,,雷诺,内华达州, 2001年1月. [7] L. Lofdahl and M. G. el Hak , “MEMS在紊流和流量控制中的应用 ,航天科学的发展,第二卷. 35 ,. 101-203 , 1999 . [8] K. Mossi and R. Bryant,“用于机翼流量控制的压电控制器的特点”, 驱动器2004,第九届新驱动器国际会议,德国不来梅市, 2004年,. 181-185 . [9] K. Sato and M. Shikida,, 大型垂直位移静电薄膜驱动器”, 国际微电子机械系统协会( MEMS )`92, ,德国, 1992 . [10] E. Stanewsky, 适合机翼的流量控制技术 航天科学的发展,. 37 ,. 583-667 , 2001 . [11] M. Stanislas and G. Godard, 减速边界层的控制,使用PIV技术的不同控制器的比较 , 第四届震荡和剪切流现象国际研讨会,TSFP4 ,威廉斯堡,弗吉尼亚, 2005 . [12] C. Warsop, “Aeromems ii:“欧洲基于流量控制技术的MEMS的研究发展”,第二次流量控制会议, 2004 . 致谢: 本次设计是在陈更林副教授的悉心指导下完成的,在此对他表示衷心的感谢,深深敬佩他对本论文和设计图严谨的学术态度和强烈的责任心;同时也衷心感谢本组安强等同学及其他同学对本论文的无私帮助。 感谢张景松副教授,陈宁副教授,袁隆基副教授,刘敏副教授为本次设计提供了便利的实习条件。

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