1998年第6期总第236期
导弹与航天运载技术
MISSI L ES AN D SPACE VEHIC L ES
No.61998
Sum No.236
航天压电陶瓷微位移作动器设计与实验研究Ξ
阎绍泽 吴德隆 黄铁球 张 永
(北京宇航系统工程设计部,100076)
摘要 机械精密作动器已经不能满足空间飞行器多方面的要求,因而利用压电陶瓷材料的正逆压电效应,设计制造了一种高调准精度的微位移作动器,并对其
进行了实验研究。实验结果揭示了压电作动器用于空间飞行器部件的定位和抑制
振动的优良性能,为进一步完善作动器的设计和在航天领域的推广应用提供了理
论基础。
主题词 位移控制器,航天器,压电陶瓷,振动控制。
Design and Experiment for a Piezo2Ceramic
Micro2Displacement Actu ator on Spacecraft
Yan Shaoze Wu Delong Huang Tieqiu Zhang Y ong
(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,100076)
Abstract A novel micro2displacement actuator with very high precision posi2 tioning has been developed by use of oppose and positive piezo2electric effects of piezo2 ceramics materials because mechanical micro2displacement actuators cannot meet de2
mands of a spacecraft.A set of measuring system has been built,and properties of the
actuator are experimented.The experiment result shows good properties of the actua2
tor in precision positioning and vibration suppressing.The theoretical and experimen2
tal basis for design and extensive application of a micro2displacement actuator in
spacecraft is provided.
K ey Words Displacement controller,Spacecraft,Piezoelectric ceramic,Vibra2 tion control.
1 前 言
随着科学技术的不断发展,特别是宇航技术的推动,太空光学装置或仪器常要求精密调节光角度、光程,需要微定位及微调节技术。通常采用带有丝杠的机械装置,利用电机或其它
Ξ收稿日期:1998202226
本课题由中国航天工业总公司博士后科学基金、国家自然科学基金和国家863高技术项目基金资助
机电换能装置驱动,将大的行程缩小,此类装置费用很昂贵。特别是机械装置不可避免地存在蠕动和空程,使得其分辩率有限,所提供的位移精度一般不超过1μm。因此,机械精密作动器已经不能满足空间飞行器新的精度要求。
Smart材料的出现,为空间飞行器的精密位移作动器提供了新颖的设计思路。压电材料由于其优良的性能,越来越受到航天部门的重视。采用压电材料制造的作动器体积小,结构紧凑,精度高且具有可遥控的特点,已在航天产业的诸多领域得到了应用。对该项技术进一步进行研究和开发,有望解决许多空间飞行器设计的难点问题,如消除火箭、导弹系统平台传感器的振动环境,消除太空桁架中的铰间隙,改变结构中的预紧力,空间站上抛物面天线的精确定位等难点问题。目前,美国等发达国家已将这类作动器用于战斗机、天基武器系统、空间站等飞行器的研究开发,预计在21世纪Smart材料与结构将引发新的科技变革。
2 微位移作动器工作原理及设计
2.1 工作原理
压电陶瓷具有产生与机械压力成正比的电荷能力,称之为正压电效应;产生与形变成正比的形变效应,称之为逆压电效应,其材料的本构关系为
D=d t T+εT E(1)
S=s E T+d E(2)
式中 D为电位移(电荷/面积);D=[D1 D
2
D3]t;S为应变;E为电场强度;T为应
力;εT为介电常数矩阵,εT ij=[5D i
5E j]T;s E为柔度矩阵;d为压电常数矩阵,d ij=[
5S j
5E i]T=
[5D i
5T j]E。文中约定上标t表示转置,上标T表示该量以恒值(或零值,也称之为自由状态)应
力时的结果,上标E表示该量以恒值(或零值,也称之为短路)电场时的结果。
对于压电材料,作动应变与作用电场的关系为
S=0000d150
000d1500
d31d32d33000
er p
ac
t E
1
E2
E3
t r
(3)
对于在其厚度方向极化的薄片型压电陶瓷,在电场作用下,其厚度的相对变化与施加电场强度的关系可简化为
Δl=d
33
V(4)式中 V为施加陶瓷片上的电压(V);d33为陶瓷的压电常数,一般大约在6×10-12m/V 量级。
由压电材料制造的压电式作动器系电驱动元件,该元件无需旋转部件,而是利用压电效应改变其尺寸。在压电式作动器上施加不同的电压,其长度将有所改变。其变化范围可从几分之一微米直到毫米的量级,最大伸长量以及作动器最大输出力取决于元件的结构。从理论上说,压电元件的分辨率是没有限制的,而且仅取决于所实施电压的稳定性,电压的每一变化都将直接转换成作动器的线性移动,能量损耗极小。因此,特别适合于在航天器中应用。
62 导弹与航天运载技术 1998年
2.2 作动器设计
航天主动元件(或称多功能结构)一般由传感器、作动器
、控制器和主体结构组成,其中作动器设计是主动元件设计的关键环节之一。对于精密结构的控制,无需大的冲程与作用力,故可采用压电陶瓷材料PZT 制作作动器。在需要较大控制行程时,单片压电陶瓷的微位移量有限,需要采用多片叠加构成压电陶瓷叠层。压电叠层中的压电陶瓷片之间一般可采用电极串联或并联形式。并联可以获得大的电荷灵敏度或微位移行程,用较低的控制电压获得较大的位移量;串联结构可增加元件灵敏度。图1为压电陶瓷叠层作动器。作动器由控制器通过电压放大器进行驱动,当电压作用在作动器叠层上时,使作动器长度发生改变,同时诱发了结构应变,产生了控制力,其大小由作用于叠层上的电压决定。
(a )电学串联 (b )电学并联
图1 压电陶瓷叠层作动器的构成
为了在较低的电压下获得较大的变形量,作动器必须采取多层叠片式结构,将压电陶瓷片一片片叠起来,采取机械串联、电学并联的方式组成压电陶瓷组件。一旦加上电压,电场
指向极化方向,就会导致每个陶瓷片变厚,使整个陶瓷片组伸长,其总伸长量ΔL 为
ΔL =nd 33V (5) 由上式可以看出,采用不同的片数n 可得到不同伸长的作动器。图2为本文设计制造的
作动器结构简图。该作动器由压电陶瓷组件、移动头、外壳和电极引线等组成,施加电压后,移动头沿外壳轴向伸长。作动器的初始设计要求为:最大正向驱动电压1000V ,最大位移不小于50μm ;也可采用±500V 得到±25μm 微位移。根据这些初始参数,经设计计算确定的压电陶瓷叠层作动器设计参数列于表1。
表1 压电陶瓷叠层作动器设计参数
参数
量值
参数
量值
PZT 圆片直径d
10mm PZT 圆片厚度
1.0mm 叠层中PZT 片数n
84片密度ρ7.5×103kg/m 3杨氏模量E
3.6×1010N/m 2
压电系数d 33
700×10-12
m/V
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图2 作动器结构示意图
制造压电作动器的原材料为PZT 压电陶瓷(用于制造作动器叠层)、不锈钢(用于制造作动器外壳)、银(用于制作电极)、绝缘材料(用于压电叠层与外壳之间的绝缘)。
3 压电作动器的实验研究
3.1 单片压电陶瓷的实验研究
图3为单片压电陶瓷动态实验框图。实验系统由信号发生器、频率计、毫伏表等组成。由实验框图可以看出,调节信号发生器的频率f ,压电陶瓷片的阻抗就要发生变化。因为R 1与压电陶瓷片串联,因此R 1上的电压也发生变化。这个变化可以通过并联在R 1上的毫伏表读出来。
实验目的在于测出压电陶瓷片在正弦信号作用下的幅频特性,测试数据见表2。根据这些数据采用三次样条函数拟合绘出作动器的幅频特性曲线(见图4)。从图中可以看出,150Hz 以内幅频特性变化基本平稳,近似为线性关系。
图3 单片压电陶瓷动态实验框图 图4 用三次样条函数拟合的曲线 利用上述实验系统及所测试的实验数据可以得到单片压电陶瓷的谐振频率f r 和反谐振频率f a 。图3所示实验系统也是测试压电陶瓷的谐振频率f r 和反谐振频率f a 的传输电路。当单片压电陶瓷作动器阻抗最小时,电流出现最大值,相应的毫伏表读数也为最大值;当单片压电陶瓷作动器阻抗最大时,电流出现最小值,相应的毫伏表读数也为最小值。因此,可
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2 导弹与航天运载技术 1998年
根据毫伏表指示,采用频率计确定压电陶瓷的谐振频率f r 和反谐振频率f a 。由表2和图4可以看出,在频率为199kHz 时,毫伏表的电压最大值达到862mV ;当频率调节到248kHz 时,毫伏表读数最小值为5.6mV ;由此确定单片压电陶瓷的谐振频率为199kHz ,反谐振频率
f a 为248kHz 。
表2 幅频特性测试数据
频率/kHz 102030405060708090幅值/mV 2133548293122145165190频率/kHz 100150199200210220248250300幅值/mV
214
381
862
860
683
385
5.6
198
210
3.2 微位移作动器实验研究
图5为微位移作动器实验系统框图。实验系统由电容位移测量仪、电压放大器和电压
表等组成。实验时,放大器输出直流高压驱动作动器产生位移。从零伏起,间隔50V 记录一次作动器位移变化量。加压到1000V 后,再降压记录作动器位移量,间隔仍为50V ,直到降压到0V 为止。位移变化量由电容位移测量仪直接读出,测试数据见表3,图6为根据实验数据绘出的实验曲线。
图5 静态实验框图 图6 作动器位移变化实验曲线测试结果表明本文研制的作动器达到了初始设计参数要求:在最大驱动电压为1000V 时,作动器位移达到了54.7μm 。根据表3和图6可以看出,当电压由小增大和从大到小时,作动器位移值在各点相异,且不回零。在全长测量范围内,取差别的最大值为滞后量h 。由表3可知,正向加减压时的h =11.1μm ,需说明的是滞后量中也包含了仪器自身的漂移误差。
航天用作动器要求有较高的重复精度和较好的稳定性。为了进一步了解压电微位移作动器上述性能,又进一步做了两项实验:重复精度实验和稳定性实验。
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2第6期 阎绍泽等 航天压电陶瓷微位移作动器设计与实验研究
3.2.1 重复精度实验
在施加电压过程中取10个点,对每个点进行5次重复加压2回零实验,计算每个加压点的最大值,然后取10个差值最大者的二分之一,前面冠以正负号,以此作为重复精度。实验数据见表4,由此得到微位移作动器的重复精度为±0.1μm 。
表3 压电作动器正向加减压位移变化量
序号
激励电压
U i /V
加压位移δ/μm
减压位移δ/μm
序号
激励电压
U i /V
加压位移δ/μm
减压位移δ/μm
100 1.71255028.037.8250 1.6 5.81360031.040.23100 3.79.41465033.842.44150 5.813.21570037.044.452008.016.81675040.046.5625010.620.11780042.648.5730013.023.41885045.850.4835015.826.51990048.852.2940018.529.62095051.753.81045021.732.421
1000
54.7
54.7
11
500
24.9
35.1
表4 重复精度测量数据/μm
序号
电压/V
100
20030040050060070080090010001 3.78.013.018.624.931.037.042.648.854.62 3.88.013.018.524.830.936.842.648.954.83 3.78.113.118.624.931.036.942.648.854.74 3.88.013.118.524.830.036.942.648.754.65
3.7
8.0
13.0
18.5
24.9
30.9
37.0
42.6
48.8
54.6
3.2.2 稳定性实验
取10个点,当施加电压于其中一个点时,将对应的位移记录下来,以后每隔30s 读一次数据,直到测微仪的显示值完全稳定下来为止。取5个点中最大漂移量作为稳定性能的参考指标,实验数据列于表5。由此得作动器最大漂移量为0.1μm 。
3 导弹与航天运载技术 1998年
表5 稳定性能测试数据/μm
时间/s
电压/V
100
200300400500600700800900100030
3.78.013.018.62
4.931.037.042.648.854.660 3.78.013.018.624.931.037.042.648.854.690 3.78.013.118.724.931.037.142.748.954.7120 3.78.113.118.72
5.031.037.142.748.954.7150 3.78.113.118.725.031.037.142.748.954.7210
3.7
8.1
13.1
18.7
25.0
31.0
37.1
42.7
48.9
54.7
4 结 论
利用压电材料的正逆压电效应,本文提出了一种新颖的航天用微位移作动器,系统地分析了该作动器的特点,给出了这类作动器的设计方法,并建立了实验系统,进行了实验研究。实验研究结果证明作动器的线性度、稳定性、回零性的滞后量均符合作为空间飞行器中的执行元件的一般要求,可用于消除连接间隙和精确定位的微进给装置。利用这类微位移作动器,可进行空间伸展机构精密定位和振动抑制,提高其运行的可靠性;亦可进行导弹武器系统中的自适应减振控制和发射装置中部件自适应精确定位,提高战略武器系统的作战能力和生存能力。对微位移作动器的研究,将为新一代空间飞行器的工程设计提供理论基础和分析手段。
参 考 文 献
1 吴德隆.航天Smart 结构与材料的开发与进展———21世纪航天技术展望.导弹与航天运载技术,1996
(4):1～13
2 阎绍泽,吴德隆.空间飞行器自适应结构技术.导弹与航天运载技术,1997(6):24～353 阎绍泽,吴德隆,黄铁球.天基防御系统中的自适应结构技术.现代防御技术,已录用
4 Crawley E F ,de Luis J .Use of piezoelectric actuators as elements of intelligent structures.AIAA J.,1987,
25(10):1373～1385
5 Onoda J ,Watanabe N.Vibration su ppression by variable 2stiffness members.AIAA J.1991,29(6):977～
983
6 Salama M ,Umland J ,Bruno R ,G arba J.Ada ptive adjustment of a precision truss structure :experimental
validation.AIAA -93-1681-CP.1993:3217～3225
7 栾桂冬,张金译,王仁乾.压电换能器和换能器阵(上/下册).北京:北京大学出版社,1990209.
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武汉大学《航空航天技术概论》作业2 题目：新型神飞器的设计制做 学院：物理科学与技术学院 专业：物理学 姓名：胡万景 学号：2012335550114 2013年7月30日
本人在现代的航天器基础上利用最新的科研探索方向，从神飞器的名字、要完成的使命、如何设计、功能设计和设计控制、应用前景及任务等几个方面来构想一架现实为未来相结合的神飞器。 神飞器名字：永不落雪域神飞器 要完成的使命：探测宇宙星系、发展现代科学技术、解释科学谜团、携带人们实现太空之旅、军情探窥、为人类探测地球之外的能源 如何设计：“永不落雪域神飞器”将采用非传统的设计，从空气动力学角度来说,可以将它描述为一种升力体结构，在神器身后部设计自动化控制面版，包括全动式水平尾翼和双垂直尾翼与方向舵，这种飞翼可以自动收缩，而且为扁平的。该设计将成为未来全球最大超速巡航的神飞航天一体器，既可以用于航天事业又可以用于作战神器。由于高速巡航的需要和航天的探索，为了减小阻力而将前缘设计得很尖而且扁平，同时控制面也相应很薄很轻巧。神飞器前身下部的外形设计为超冲压核动力发动机进气道，提供外部压缩斜面，同时后身下部的外形设计为单膨胀喷管面。机体上表面采用无缓和的曲率，机身前装备大块的扁压舱，要使飞行器的重心足够靠前，提供近似中心的纵向和横向的稳定性。飞行器的机身桁梁和隔板由钢、钛、铝等纳米材料制成，其上覆盖有钢、铝陶瓷纳米盖。这些材料是由神飞器的硬度、随时可变形需求确定的，而尾舱选用镍钛合金，这是为了热防护的需要。出于飞行器平衡的需要，前舱采用了钨化纳米材料制实心块。机体的热防护采用碳耐高温陶瓷。前缘、上、下表面覆盖强化氧化铝纳米防热瓷瓦。钢铝纳米陶瓷金属盖设计为多个相对简单、低成本的刻面形状，这样会使得外型设计线加工到热防护系统防热陶瓷中，而于防热陶瓷的设计为外表面的机是在陶瓷安装到机身上。为此，表面涂纳米量子隐身漆，从而避免了被其他探测系统发现、热烘烤、抗干扰、防辐射、防腐蚀等性质极强的结构。对于低飞行器来说，水平表面只采用碳纳米材料防热；而对于高速神行器来说，水平和垂直表面都采用碳纳米材料防护。发动机着采用散热性好的珀合金材料，其整流罩和侧壁采用了主动式液氮冷却系统。从整体上说，这个神飞器是一个超级扁的飞行一体机，可以收缩变幻，可以变形。 功能设计和设计控制： 1.。神飞器的发动机：我们不使用传统的固态、液态、或者混合态发动机作为动力来提高效果，而现行的发动机有些国家利用太阳帆，利用太阳的能量，可是太阳能转化速度比较慢，所以传统的化学能和太阳能飞行器不适合进行长时间的飞行。为了我们的飞行器成为世界永不落神飞器，我们将在这个飞行器上装载核聚变动力器，让它成为核动力火箭。这将提供更快的速度和强大的能量源来源，而且消耗不尽，所以我们的神飞器会永远挂在空中而不降落，这也可以解决登陆其他行星时所遇到的各种能源来源问题。核聚变神飞器将大大缩短深空飞行的时间，可以为我们人类充分探索和利用太阳系资源开辟道路，这样的话我们能在一个月之内前往其他星系，那将是多么美妙的情景，也可以减少宇航员暴露在宇宙射线下的风险，人类如果需要进入深空，并有效的配合减速发动机的减速，就可以减少人们在空间飞行中受到的辐射，为人类缩短较短的太空旅程减少节省食物和水，这样我们的太空之旅每个人都可以实现。 宇宙飞船推进技术，我们只有在科幻小说中才听说过的“曲速推进”发动机，物质和反物质动力系统等，而现在我们这款神飞器完全可以实现。除了核动力发动机外，可控核聚变反应堆，使用核裂变技术的发动力系统是我们这个飞行器成为永不落飞行器唯一途径，我们在飞行器上安装四台核动力涡轮发动机，这些核
一、填空题(25分，每空1分) 1. 飞机设计可分为3个阶段，分别是 (1) 、 (2) 、 (3) 。 2. 最重要的三个飞机总体设计参数是 (4) 、 (5) 、 (6) 。 3. 飞机空机重量可分为3部分，分别是 (7) 、 (8) 、 (9) ，飞机空机重量系数随起飞重量的增加而 (10) 。 4. 在飞机重心的第一次近似计算中，如果飞机重心不在规定的范围内，则须对飞机重心进行调整。调整飞机重心最常用的2种方法是 (11) 、 (12) 。 5. 超音速进气道的压缩方式有3种，分别是： (13) 、 (14) 和 (15) 。 6. 喷气式飞机在 (16) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (17) ；螺旋桨飞机在 (18) 状态下达到最远航程，此时其翼载荷为 (19) (假设飞机的极曲线为)。 7. 要缩短飞机起飞/着陆滑跑距离，可以采用 (20) 翼载荷 的方法。 8. 亚音速飞机的最大升阻比取决于 (21) 。 9. 进气道总压恢复系数是 (22) 与 (23) 之比。 10. 从飞机设计的角度来看，对发动机的主要设计要求可归结为2个方面，即要求发动机的 (24) 大和 (25) 大。 二、选择题(20分，每题1分，正确的选择“+”，错误的选择“-”) 1. 减小翼载荷对飞机的巡航性能有利。 2 0y x x C A C C ?+=
(+) (-) 2. 将喷气式发动机安装到飞机上，需要考虑装机修正和推进装置阻力。(+) (-) 3. 进气道的功用是将流入进气道的空气减速增压。(+) (-) 4. 机身结构重量大致与机身浸湿面积成正比。(+) (-) 5. 现代战斗机上常使用高涵道比的涡扇发动机。(+) (-) 6. 飞机起飞重量一定时，增加飞机的航程和航时会降低飞机的机动性。(+) (-) 7. 飞机的寿命周期成本包括研制成本和使用维护成本两部分。(+) (-) 8. 如技术水平一定，则飞机设计要求都要以一定的重量代价来实现。(+) (-) 9. 飞机的载油量是根据飞机所执行任务的任务剖面要求确定的。(+) (-) 10. 超音速飞行时，涡轮风扇发动机的耗油率小于涡轮喷气发动机。(+) (-) 11. 前三点式起落架几何参数选择时，应考虑的主要因素之一是防止飞机翻倒和防止飞机倒立。(+) (-) 12. 飞机起落架的重量一般占该机起飞重量的15%左右。(+) (-) 13. 雷达隐身飞机要求减小镜面反射和角反射器反射。(+) (-) 14. 按面积律设计的飞机能减小跨音速波阻。(+) (-) 15. 满足设计要求的起飞重量最小的飞机是设计先进的。(+) (-) 16. 设计要求不变时，结构重量增加1千克使飞机起飞重量也增加1千克。(+) (-)
压电陶瓷微位移器件性能分析 我国1426所在80年代研制出的WTDS-I型电致伸缩微位移器在国内许多研究部门得到应用，但生产单位没有及时对该器件的迟滞、蠕变、温度特性，尤其是动态特性进行必要的研究。作者根据本文的研究需要，对国内应用该产品的情况进行了大量调研和实验研究，从而获得了一些有关该产品性能的情况，现介绍如下： 一、迟滞及蠕变特性 图5.9是作者测得的WTDS-I电致伸缩微位移器的电压 位移实验曲线。从实验中发现，在高压段，微位移器出现蠕变现象，即在一定电压下，位移达到一定值后随时间缓慢变化，在较长的时间内达到稳定值，这一现象是微位移器内部电介质在电场作用下的极化驰豫造成的。图5.10是在300伏时，微位移器位移随时间的变化曲线。 二、温度特性 原航空航天部303所对WTDS-I型电致伸缩微位移器的温度特性进行了测试。图5.11是在一定电压下，微位移器的伸长量与温度的关系曲线，当温度低于0℃或超过20℃时，伸长量变小。 三、压力特性 在作者的要求下1426所对WTDS-I型电致伸缩微位移器的压力特性作了实验，图5.12是实验曲线，该曲线表示在某一电压下器件伸长量（不包括器件因受力而产生的压缩量）与压力的关系，△S表示在某一压力下的伸长量，S0表示空载时的伸长量，303所也做了这一实验，其结果相同。从图中可以看出：压力对位移量的影响不大。 四、刚度特性 刚度是指器件本身抵抗外力而产生变形的能力。哈尔滨工业大学机械系对WTDS-IB型电致伸缩微位移器件作了这方面的实验。图5.13是刚度特性曲线，在不加电压的情况下，得到的器件压缩量与压力的关系。压缩量—力回归关系式为： S = 0.155F + 2.96 其中S—器件的压缩量(μm) , F—施加外力 (N) 其相关系数为：r = 0.988 刚度为： 6.45(N/μm) 从图5.13中可以看出：在载荷较小时压缩量随载荷的加大而增加较快，而在载荷较大时压缩量随载荷的加大而增加较慢，且基本呈直线关系增加。这主要是 由于器件的叠堆结构造成的，叠堆是由多 片压电陶瓷薄片粘接而成，各薄片间的接 触刚度较差，随外力的增加，由于接触变 形使接触面积增大，刚度提高，因而出现 了如图5.13所示的压缩量与载荷的关系曲 线。 图5.14为在不同压力下的电压—位移曲线。从图中可以看出，微位器的位移随载荷的增加而减小，但电压—位移关系曲线的基本形状不变。
微位移传感器（D-KB-50） 微位移传感器（D-KB-50） 产品简介 D-KB-50光栅测微传感器，是以高精度光栅作为检测元件的精密测量装置。与数显表配套，组成高精度数字化测量仪器。可以代替机械式千分表、扭簧比较仪、深度尺、电感测位移和精密量块，配以适当的转换器，可将温度、压力、硬度、重量等参数转换为数字量。用于自动化大生产中在线监测及精密仪器的位置检测。其优点是测量值数字化显示，精度高，稳定可靠，读数直观准确。亦可把测量数据输入计算机打印出测量数据或绘出曲线。 一、主要技术参数： 1.测量范围：0~10、0~20、0~30、0~40、0~50（mm）
2.栅距：10um（100对线/毫米），20um（50X寸线/毫米） 3.显示分辨率：0.5um，5um，1um 4.准确度：±1um，±2um 5.重复精度：±1个显示值 6.输出信号：相位依次相差90°幅值大于500mv二路或四路脉冲信号，无绝对参考零位 7.光源：红外发光二极管 8.接收元件：组合光电二极管 9.工作温度：0℃~40℃ 10.储存温度：-20℃~70℃ 11.外形尺寸：长*宽*厚＝L*42*22（mm），L0测杆伸出长度。 二、使用安装 光栅测微传感器主要用于高精度测量。使用时除保证环境条件外，正确的安装与使用不仅保证测量精度，还能延长使用寿命。光栅测微传感器正确安装位置是测杆朝下或水平放置。安装固定方式有两种：①以螺钉固定，固定孔中心距为22±0.2mm.②以①15轴夹紧。安装固定后，测杆中心线垂直于被测工件。 使用时，测头接触基面，数显表清零，轻轻提起测杆，当测头接触被测工件表面时，数显表显示值就是测量值。切忌快推或快速释放测杆，以免损坏光栅或因撞击影响传感器精度。 三、故障分析处理 1.光栅测微传感器与数显表对接后，数显表不显示。故障原因： ①电源未接通（保险丝熔断）②传感器输出插头与数显表插座接触不良：上述检查仍不能排除故障，应检查数显表电路或送厂家检修。 2.接通电源数显表工作正常，推动测杆，数显表现显示不进位。故障原因：检查传感器有无输出信号，若无输出信号属传感器内部故障，送厂家检修， 3.数显表进位正常，显示数字频频闪动。故障原因： ①检查输出信号幅值是否过低（一般幅值大于500mv） ②用示波器检查输出信号波形与相位是否正确，若不正确属传感器内部故障，送厂家检修。 ③检查屏蔽线接地是否良好。 公司名称 威海迪控电子科技有限公司
位移传感器又称为线性传感器，是一种属于金属感应的线性器件，传感器的作用是把各种被测物理量转换为电量。在生产过程中，位移的测量一般分为测量实物尺寸和机械位移两种。按被测变量变换的形式不同，位移传感器可分为模拟式和数字式两种。模拟式又可分为物性型和结构型两种。 位移传感器的主要分类 根据运动方式 直线位移传感器： 直线位移传感器的功能在于把直线机械位移量转换成电信号。 为了达到这一效果，通常将可变电阻滑轨定置在传感器的固定部位，通过滑片在滑轨上的位移来测量不同的阻值。传感器滑轨连接稳态直流电压，允许流过微安培的小电流，滑片和始端之间的电压，与滑片移动的长度成正比。将传感器用作分压器可最大限度降低对滑轨总阻值精确性的要求，因为由温度变化引起的阻值变化不会影响到测量结果。 角度位移传感器： 角度位移传感器应用于障碍处理：使用角度传感器来控制你的轮子可以间接的发现障碍物。原理非常简单：如果马达角度传感器构造运转，而齿轮不转，说明你的机器已经被障碍物给挡住了。此技术使用起来非常简单，而且非常有效；唯一要求就是运动的轮子不能在地
板上打滑（或者说打滑次数太多），否则你将无法检测到障碍物。一个空转的齿轮连接到马达上就可以避免这个问题，这个轮子不是由马达驱动而是通过装置的运动带动它：在驱动轮旋转的过程中，如果惰轮停止了，说明你碰到障碍物了。 根据材质 电位器式位移传感器：它通过电位器元件将机械位移转换成与之成线性或任意函数关系的电阻或电压输出。普通直线电位器和圆形电位器都可分别用作直线位移和角位移传感器。但是，为实现测量位移目的而设计的电位器，要求在位移变化和电阻变化之间有一个确定关系。图1中的电位器式位移传感器的可动电刷与被测物体相连。物体的位移引起电位器移动端的电阻变化。阻值的变化量反映了位移的量值，阻值的增加还是减小则表明了位移的方向。通常在电位器上通以电源电压，以把电阻变化转换为电压输出。线绕式电位器由于其电刷移动时电阻以匝电阻为阶梯而变化，其输出特性亦呈阶梯形。如果这种位移传感器在伺服系统中用作位移反馈元件，则过大的阶跃电压会引起系统振荡。因此在电位器的制作中应尽量减小每匝的电阻值。电位器式传感器的另一个主要缺点是易磨损。它的优点是：结构简单，输出信号大，使用方便，价格低廉。 霍耳式位移传感器：它的测量原理是保持霍耳元件（见半导体磁敏元件）的激励电流不变，并使其在一个梯度均匀的磁场中移动，则所移动的位移正比于输出的霍耳电势。磁场梯度越大，灵敏度越高；
航天飞机概述与建模 一、航天飞机的发展 航天飞机（Space Shuttle，又称为太空梭或太空穿梭机）是可重复使用的、往返于太空和地面之间的航天器，结合了飞机与航天器的特点。作为一种可重复使用的天地往返运输器，航天飞机是现代火箭、飞机、飞船三者结合的产物。它能像火箭一样垂直起飞，像飞船一样绕地球飞行，像飞机一样水平着陆。。航天飞机为人类自由进出太空提供了很好的工具，它大大降低航天活动的费用，是航天史上的一个重要里程碑。 1981年以前，美国的载人航天是通过“水星”、“双子星座”、“阿波罗”和“天空实验室”计划进行的。用火箭发射载人航天器一次，就要消耗一枚巨大的火箭。一些卫星发射后也无法回收。为了解决这个问题，美国在“阿波罗”登月计划后，就着手研制一种经济的、可以重复使用的航天器——航天飞机。这种航天器既能象火箭那样冲向太空，也能象飞船那样在轨道上运行，还能象飞机那样在大气里滑行并自行安全返回地球。 美国自1972年开始投巨资进行研究，历时9年，花费约100亿美元。整个工程是由美国政府机构、工业企业和高等院校的庞大队伍合作，并靠国外一些组织的协助，运用科学的管理方法，按照严格的分工和进度分阶段组织实施的。1981年4月12日，第一架航天飞机“哥伦比亚”号首次发射飞上太空，两天后安全返回。 第一架轨道飞行器“企业号”于1976 年9月17日出厂。1977年2月开始进行进场着陆试验。试验分三组进行。第一组试验5次，检验用波音747飞机驮飞时的稳定、颤振等特性，轨道飞行器中不载人；第二组作载人飞行试验，共3次，由飞行员检查轨道飞行器爷系统的性能；第三组试验5次，飞行中轨道飞行器与波音747飞机分离，滑翔飞行返回发射场，试验于1977年11月完成。之后，1978年3月“企业号”被运往马歇尔航天飞行中心与外贮箱和固体火箭组装进行发射状态的地面振动试验，1979年4月“企业号”运往肯尼迪发射场，在39A综合发射中心与固体助推器和外贮箱组合进行合练。1981年4月开始飞行试验，原计划试飞6次，但实际在第4次飞行时已携带国防部卫星执行任务。到1994年底共发射66次，成功率98．48％。
1.飞机设计的三个主要阶段是什么？各有些什么主要任务？ ?概念设计:飞机的布局与构型，主要参数，发动机、装载的布置，三面图，初步估算性能、方案评估、参数选择与权衡研究、方案优化 ?初步设计：冻结布局，完善飞机的几何外形设计，完整的三面图和理论外形（三维CAD模型），详细绘出飞机的总体布置图（机载设备、分系统、载荷和结构承力系统），较精确的计算（重量重心、气动、性能和操稳等），模型吹风试验 ?详细设计：飞机结构的设计和各系统的设计，绘出能够指导生产的图纸，详细的重量计算和强度计算报告，大量的实验，准备原型机的生产 2.飞机总体设计的重要性和特点主要体现在哪些方面？ ?重要性：①总体设计阶段所占时间相对较短，但需要作出大量的关键决策②设计前期的失误，将造成后期工作的巨大浪费③投入的人员和花费相对较少，但却决定了一架飞机大约80%的全寿命周期成本?特点（简要阐述） ①科学性与创造性：飞机设计要应用航空科学技术相关的众多领域（如空气动力学、材料学、自动控制、动力技术、隐身技术）的成果；为满足某一设计要求，可以由多种可行的设计方案。 ②反复循环迭代的过程 ③高度的综合性：需要综合考虑设计要求的各个方面，进行不同学科专业间的权衡与协调 3.B oeing的团队协作戒律 ①每个成员都为团队的进展与成功负责 ②参加所有的团队会议并且准时达到 ③按计划分配任务 ④倾听并尊重其他成员的观点 ⑤对想法进行批评，而不是对人⑥利用并且期待建设性的反馈意见 ⑦建设性地解决争端 ⑧永远致力于争取双赢的局面（win-win situations） ⑨集中注意力—避免导致分裂的行为 ⑩在你不明白的时候提问 4.高效的团队和低效的团队 1. 氛围－非正式、放松的和舒适的 2. 所有的成员都参加讨论 3. 团队的目标能被充分的理解／接受 4. 成员们能倾听彼此的意见 5. 存在不同意见，但团队允许它的存在 6. 绝大多数的决定能取得某种共识 7. 批评是经常、坦诚的和建设性的，不是针对个人的 8. 成员们能自由地表达感受和想法 9. 行动：分配明确，得到接受 10. 领导者并不独裁 11. 集团对行动进行评估并解决问题1. 氛围－互不关心／无聊或紧张／对抗 2. 少数团队成员居于支配地位 3. 旁观者难以理解团队的目标 4. 团队成员不互相倾听，讨论时各执一词 5. 分歧没有被有效地加以处理 6. 在真正需要关注的事情解决之前就贸然行动 7. 行动：不清晰－该做什么？谁来做？ 8. 领导者明显表现出太软弱或太强硬 9. 提出批评的时候令人尴尬，甚至导致对抗 10. 个人感受都隐藏起来了 11. 集团对团队的成绩和进展不进行检查 5.飞机的设计要求有哪些基本内容？ ①飞机的用途和任务 ②任务剖面 ③飞行性能 ④有效载荷⑤功能系统 ⑥隐身性能要求 ⑦使用维护要求 ⑦机体结构方面的要求 ⑦研制周期和费用 ⑦经济性指标 11环保性指标 6.飞机的主要总体设计参数有哪些？ ①设计起飞重量W0 (kg)②动力装置海平面静推力T (kg)③机翼面积S (m2) 组合参数④推重比T/W0⑤翼载荷W0 /S (kg/m2) 7.毯式图的 步骤 ①保持推重比不变，改变翼载（x轴变量），获得总重曲线（y轴变量） ②推重比更改为另一个值后确定不变，改变翼载（x轴变量），获得总重（y轴变量）。同时需将y轴向左移动一任意距离。
飞行器设计与工程专业本科生培养方案 一、培养目标 本专业培养具有良好的数学、力学基础和飞行器总体设计、气动设计、结构与强度分析、试验技术等专业知识，能够从事航空航天工程等领域的设计、科研与技术管理等，也可在其它领域从事产品机电一体化设计和控制等方面应用研究、技术开发工作的飞行器设计学科高级工程技术复合型、创新型人才。 二、培养要求 本专业的学生应掌握飞行器总体设计、飞行器结构设计、空气动力学、控制系统原理、飞行器制造工艺及设计、实验等方面的基本理论和专业知识，具有飞行器总体设计、气动设计、结构与分析设计、大型先进通用计算软件的应用能力及相关的处理与分析实际问题的能力。 毕业生应获得以下几方面的知识和能力： 1.掌握数学和自然科学基础，掌握飞行器设计的基本理论、基本知识； 2.掌握飞行器设计的分析方法和实验方法； 3.具有飞行器设计的工程能力； 4.熟悉航空航天飞行器设计的有关规范和设计手册等； 5.了解飞行器设计的理论前沿、应用前景和发展动态； 6.掌握文献检索、资料查询的基本方法，具有一定的科学研究和实际工作能力； 7.具有本专业必需的计算、实验、测试、文献检索和基本工艺操作等基本技能和较强的计算机应用能力，对飞行器设计问题具备系统表达、建模、分析求解、论证及设计的能力； 8.掌握一门外语，能熟练阅读本专业外文资料，具有一定的听说能力和跨文化的交流与合作能力； 9.具有较好的人文艺术和社会科学素养，较强的社会责任感和良好的工程职业道德，较好的语言文字表达能力和人际交流能力； 10.了解与本专业相关的法律、法规，熟悉航空航天领域的方针和政策。 三、主干学科 航空宇航科学与技术、力学。 四、专业主干课程 主要包括理论基础课：理论力学、材料力学、自动控制原理、飞行器结构动力学、计算机辅助设计、可靠性工程、空气动力学；空间飞行器设计方向专业主干课程：航天器轨道动力学、航天器姿态动力学与控制、航天器总体设计；导弹及运载火箭设计方向主干课程：导弹飞行力学、远程火箭弹道学及制导方法、导弹及运载火箭总体设计。
国内使用的喷气式公务机设计 班级： 0111107 学号： 011110728 姓名：于茂林
一、公务机设计要求 类型 国内使用的喷气式公务机。 有效载重 旅客6－12名，行李20kg/人。 飞行性能： 巡航速度： 0.6 - 0.8 M 最大航程： 3500－4500km 起飞场长：小于1400－1600m 着陆场长：小于1200－1500m 进场速度：小于230km/h 据世界知名的公务机杂志B&CA发布的《2011 Purchase Planning Handbook》，可以将公务机按照价格、航程、客舱容积等数据分为超轻型、轻型、中型、大型、超大型。 根据设计要求，可以确定我们设计的公务机属于轻型公务机：价格在700-1800万美元、航程在3148-5741公里、客舱容积在8.5-19.8立方米的公务机。与其他公务机相比，轻型公务机主要靠较低的价格、低廉的运营成本、在较短航程内的高效率来取得竞争优势。 由此，从中选出一些较主流机型作为参考 二、确定飞机总体布局 1、参考机型 庞巴迪航空：里尔45xr、里尔60xr 巴西航空：飞鸿300、 塞斯纳航空：奖状cj3 机型座位数巡航速度M 起飞场长m 着陆场长m 航程km 最大起飞重量kg 里尔45XR 9 0.79 1536 811 3647 9752 里尔60XR 9 0.79 1661 1042 4454 10659 飞鸿300 9 0.77 1100 890 3346 8207 奖状CJ3 9 0.72 969 741 3121 6300
2、可能的方案选择： 正常式 前三点起落架 T型平尾 / 高置平尾 + 单垂尾 尾吊双发涡轮喷气发动机 / 翼吊双发喷气发动机 / 尾吊双发喷气发动机 小后掠角梯形翼+下单翼 / 小后掠角T型翼+中单翼 / 直机翼+上单翼 3、最终定型及改进 1）正常式、T型平尾、单垂尾 ①避免机翼下洗气流和螺旋浆滑流的影响：1、减小尾翼振动；2、减小尾翼结构疲劳；3、避免发动机功率突然增加或减小引起的驾驶杆力变化 ②“失速”警告（安全因素） ③外形美观（市场因素） ④由于飞机较小，平尾不需要太大，对垂尾的结构重量影响不大 2）小后掠角梯形翼（带翼梢小翼）、下单翼 ①本次公务机设计续航速度0.6-0.8M，处于跨音速范围，故采用小展弦比后掠翼，后掠角大约30左右，能有效地提高临界M数，延缓激波的产生，避免过早出现波阻。 ②翼梢小翼的功能是抵御飞机高速巡航飞行时翼尖空气涡流对飞机形成的阻力作用，提高机翼的高速巡航效率，同时达到节油的效果。 ③采用下单翼，起落架短、易收放、结构重量轻；发动机和襟翼易于检查和维修；从安全考虑，强迫着陆时，机翼可起缓冲作用；更重要的是，因为公务机下部无货物仓，减轻机翼结构重量。 3）尾吊双发涡轮喷气发动机，稍微偏上 ①主要考虑对飞机的驾驶比较容易，座舱内噪音较小，符合易操纵性和舒适性的要求。 ②机翼升力系数大 ③单发停车时，由于发动机离机身近，配平操纵较容易； ④起落架较短，可以减轻起落架重量。 ⑤由于机翼与客舱地板平齐有点偏高，为了使发动机的进气不受影响，故将发动机安排的稍稍偏上。 4）前三点起落架，主起落架安装在机翼上 ①适用于着陆速度较大的飞机，在着陆过程中操纵驾驶比较容易。 ②具有起飞着陆时滑跑的稳定性。 ③飞行员座舱视界的要求较容易满足。 ④可使用较强烈的刹车，缩短滑跑距离。
位移传感器 一、简介 位移传感器又称为线性传感器，是一种属于金属感应的线性器件，传感器的作用是把各种被测物理量转换为电量。在生产过程中，位移的测量一般分为测量实物尺寸和机械位移两种。按被测变量变换的形式不同，位移传感器可分为模拟式和数字式两种。模拟式又可分为物性型和结构型两种。常用位移传感器以模拟式结构型居多，包括电位器式位移传感器、电感式位移传感器、自整角机、电容式位移传感器、电涡流式位移传感器、霍尔式位移传感器等。数字式位移传感器的一个重要优点是便于将信号直接送入计算机系统。这种传感器发展迅速，应用日益广泛。位移是和物体的位置在运动过程中的移动有关的量，位移的测量方式所涉及的范围是相当广泛的。小位移通常用应变式、电感式、差动变压器式、涡流式、霍尔传感器来检测，大的位移常用感应同步器、光栅、容栅、磁栅等传感技术来测量。其中光栅传感器因具有易实现数字化、精度高（目前分辨率最高的可达到纳米级）、抗干扰能力强、没有人为读数误差、安装方便、使用可靠等优点，在机床加工、检测仪表等行业中得到日益广泛的应用。 二、工作原理 电位器式位移传感器，它通过电位器元件将机械位移转换成与之成线性或任意函数关系的电阻或电压输出。普通直线电位器和圆形电位器都可分别用作直线位移和角位移传感器。但是，为实现测量位移目的而设计的电位器，要求在位移变化和电阻变化之间有一个确定关系。电位器式位移传感器的可动电刷与被测物体相连。 物体的位移引起电位器移动端的电阻变化。阻值的变化量反映了位移的量值，阻值的增加还是减小则表明了位移的方向。通常在电位器上通以电源电压，以把电阻变化转换为电压输出。线绕式电位器由于其电刷移动时电阻以匝电阻为阶梯而变化，其输出特性亦呈阶梯形。如果这种位移传感器在伺服系统中用作位移反馈元件，则过大的阶跃电压会引起系统振荡。因此在电位器的制作中应尽量减小每匝的电阻值。电位器式传感器的另一个主要缺点是易磨损。它的优点是：结构简单，输出信号大，使用方便，价格低廉。
11 航天飞行器模型设计 1教学目标 知识与能力：了解航天飞行器的历史、作用、结构和造型要素。 过程与方法：自主、探究，掌握设计、制作航天飞行器模型的基本方法。 情感态度与价值观：培养学生的环保意识和对人类发展前景的关注、探索宇宙的勇气、热爱航天事业的情怀。 2学情分析 我校作为航天航空科普教育特色学校，又是中国航空之父冯如的故乡，学校非常重视科技，经常举行航模科技活动，所以学生对航天飞行器模型相当感兴趣，特别是男生兴趣更大，女生虽然没有男生兴趣强烈，可以从外观、色彩、装饰等方面多进行启发引导鼓励学生不拘原型，发挥个性，大胆创新。 3重点难点 重点：设计制作航天飞行模型的方法。 难点：怎样激发学生的创新精神和技术意识。 4教学过程 活动1【导入】航天梦想 1、看图片，猜一猜： 多媒体观看冯如与他研制的飞机的图片，激发学生的民族自豪感，并引出本课的课题。 2、通过“全球疯狂科学家十大早期飞行器设计”，了解人类的飞行的梦想和早期飞行工具。 活动2【讲授】航天创举 介绍我国重大航天创举，如“神舟”系列太空飞船等的意义和启示。 活动3【活动】学生活动 学生展示介绍自己在课前搜集的飞行器或航天飞机的图文资料，学习航天飞机的相关知识。 活动4【讲授】知识介绍 （1）航天器又称空间飞行器、太空飞行器。按照天体力学的规律在太空运行，执行探索、开发、利用太空和天体等特定任务的各类飞行器。世界上第一个航
天器是苏联1957年10月 4日发射的“人造地球卫星1号”，第一个载人航天器是苏联航天员加林乘坐的东方号飞船 （2）航天飞机是火箭、航天器、飞机三位一体的科学组合，是一种有翼、可重复使用的航天器，由辅助的运载的火箭发射脱离大气层。本节课的航天飞行器：主要介绍载人飞行器，包括航天飞机和航天飞船。 （3）航天飞机的结构和基本原理。 活动5【讲授】图片欣赏 欣赏现在的航天飞行器，以及未来的飞行梦想和飞行工具，认识航天科技的发展和进步，感受科技的重要性。 活动6【活动】学生活动 请学生写出制作航天飞机模型的材料和工具，看谁写得多，并评价激励。。 活动7【活动】实例示范 用幻灯片播放航模手工制作的步骤，通过实例介绍方法启发的创作思路。 活动8【讲授】启发创作 欣赏各种具有启发性的手工制作的飞行器的图片、模型或科幻作品 活动9【作业】实践活动 设计并画出一幅或一组航天器、航天飞机，或用废弃物品制作一件航天飞机模型。
《飞行器总体设计》教学大纲 学时数：64学时讲授 授课对象：飞行器设计工程专业大学本科 前期课程：理论力学、材料力学、结构力学、自动控制原理、空气动力学与 飞行性能计算 一、课程地位：本课程是飞行器设计工程专业必修的专业主干课，是一门综 合性、实践性很强的课程。它要求学生在学习本课程中总体设计知识的同时，紧 密结合前期课程中的基础理论，学习和掌握飞机总体设计的一般思路、原理和方法。促进学生把理论和知识、技能转化为飞机总体设计能力的结合点，是培养学 生分析工程实际问题和工程设计能力的重要环节。 二、课程任务：教授现代飞机总体的现代设计原理、综合设计思想理念和设 计技术；培养学生在综合运用广泛理论的基础上对工程实际问题的分析能力、分 析评价方法和设计能力，以及接受和适应深层次设计技术发展的能力；锻炼、培 养学生辩证逻辑思维、创造性思维和系统工程思维。 课程要求：在设计原理、概念、方法等基础方面强调系统全面、深刻精炼、 科学逻辑的有机结合，要使学生能真正掌握和运用；强调理论与实际的有机结合； 强调理论知识综合运用能力的培养，加强主动式教学，启发学生主观能动性，利 用现代技术的高信息含量使学生更多了解国内外飞机总体设计技术和前沿学科 的发展；最终使学生基本掌握现代飞机总体设计的先进设计思想、设计理论和设 计技术，着力于工程设计能力的培养。 三、课程内容： 第一章绪言（2） 1、理解“飞机总体设计”的基本含义，本课程的特点，以及学习本课程的 目的与任务。 2、初步建立如飞机设计阶段、特点等基本概念。 第二章设计的依据与参数选择（8） 1、了解飞机的设计要求 2、了解飞机的设计规范 3、熟悉飞机的总体技术指标 4、掌握飞机总体设计的参数选择
2017级飞行器设计与工程专业培养方案 培养目标 本专业培养具有扎实的航空宇航科学与技术、计算机技术和其它相关专业基础，掌握飞行器总体和核心分系统设计及应用的基本理论知识，具备从事飞行器科学研究与工程设计等基本能力，既能继续深造从事飞行器设计与工程的相关学术研究，又能适应社会多个工程领域需要的，具有领导素质的"创新型研究人才"和"创造型技术人才"。其中飞行器与推进系统方向着重培养掌握飞行器总体、结构与气动、推进系统、空天信息技术、导航制导与控制等专业知识；飞行器信息与电子方向着重培养掌握飞行器总体、气动与推进、导航制导与控制、电子与信息等专业知识。 毕业要求 本专业学生主要学习飞行器设计方面的基本理论和专业知识，接受航空航天飞行器工程方面的基本训练，具有参与飞行器总体和核心分系统设计、研究的基本能力。通过全方位培养，形成良好的创新思维习惯和意识，并具有继续学习深造的潜能。毕业生应具有以下几方面的知识与能力： 1. 系统地掌握本专业领域宽广的理论基础知识和专业知识，主要包括应用数学、飞行器结构力学、空气动力学、飞行动力学、航空航天计算技术、导航制导与控制、应用电子学、机械设计、推进系统原理、空天信息技术等专业知识； 2. 熟悉飞行器总体设计的理论和方法，了解其理论前沿、应用前景和发展动态，具有参与飞行器总体设计的基本能力和良好的科学研究及实际工作能力； 3. 飞行器与推进系统方向的毕业生应具有较强的解决飞行器气动布局、结构设计、推进系统、空天信息技术、导航制导与控制等工程技术问题的能力和实验技能； 4. 飞行器信息与电子方向的毕业生应掌握飞行器总体、电子与信息、导航与控制等专业知识，具有参与飞行器电子、信息系统设计与研究的基本能力； 5. 具有熟练的外语、计算机软件开发与应用能力。 专业主干课程 理论力学(甲) 材料力学(乙) 航空航天技术概论 热力学基础 嵌入式计算技术 自动控制原理 空气动力学 空天信息技术基础 航天器轨道与姿态动力学 推进系统原理 飞行器飞行动力学 飞行器总体设计 推荐学制 4年 最低毕业学分 160+6+8 授予学位 工学学士 学科专业类别 航空航天类 交叉学习： 辅修：在专业必修课程中选择30学分修读，其中空气动力学和自动控制原理两门课程必选。 双专业：修读专业必修课程中的全部课程（36学分），加上在专业方向课程（飞行器与推进系统方向10.0学分或飞行器信息与电子方向13.5学分）。 双学位：在修读双专业课程的基础上，修读实践教学环节8学分和毕业论文8学分。 课程设置与学分分布 1.通识课程 6 2.0+6学分 (1)思政类 11.5+2学分 课程号课程名称学分周学时建议学年学期
《传感器原理及应用》课程 考核论文 题目电感式微位移传感器分析及应用实例 班级 学号 姓名 成绩 机械与汽车工程学院机械电子工程系 二零一四年五月
目录 摘要 2 引言 2 一、电感式传感器组成及原理 3 二、电感测头的结构11 三、差动变压器应用11 四、电感式微位移传感器应用实例12 参考文献23
电感式微位移传感器分析及应用实例 摘要：随着现代制造业的规模逐渐扩大，自动化程度愈来愈高。要保证产品质量，对产品的检测和 质量管理都提出了更高的要求。电感式微位移传感器是一种分辨率极高、工作可靠、使用寿命很长的测 量仪器,应用于微位移测量已有比较长的历史. 本文主要对电感式微位移传感器进行了系统性分析，阐 述了其物理效应、构成、结构、测量电路、显示装置等基本内容，并在网上对此传感器进行了选型，结 合其产品手册/使用说明书，详细说明了此传感器的用法，并进行了举例说明。 关键词: 电感式传感器，相敏检波，零点残余电压 Abstract:With modern manufacturing scale expands gradually, more and more high degree of automation. To ensure the quality of product, the product testing and quality management are put forward higher requirements. Inductive micrometer is a kind of extremely high resolution, reliable operation, long service life measuring instrument, used in the micro displacement measurement has a long history. This article mainly has carried on the systematic analysis to inductance displacement of weak, expounds the physical effect, composition, structure, measuring circuit, display device, the basic content, and for the selection of this sensor on the net,
《航天飞行器模型设计》教案 教学目标： 1、认知目标： 了解现代飞机的基本构成，通过收集、欣赏、研究新型飞机的图片资料，讨论未来飞机的发展与变化，让学生进行有目的的创意设计，提高他们的创新水平。 2、操作目标： 在设计未来飞机的过程中，学生运用已掌握的美术技能将自己的创意表达出来。 3、情感目标： 通过设计飞机，让学生体验成功快乐，激发学生的学习兴趣和探究精神。 教学重点: 了解飞机的发展简史以及飞机的构成，讨论未来飞机的发展趋势，启发学生的想像力与创造力。 教学难点: 教会学生设计飞机的方法，并能够灵活运用，在绘画过程中将自己想像与设计的内容表现出来。 教学准备： 师：相关图片、电影片段、玩具、教师用纸、学生用纸、废旧材料制作的飞机等。 生：绘画工具、课前阅读查找一些有关飞机的资料 教学过程： (一)游戏：考考你 1、全班分为四组，玩游戏“考考你”。 师问：20世纪是科学技术空前辉煌的世纪，人类创造了历史上最为巨大的科学成就和物质财富。这些成就深刻地改变了世界的面貌，极大地推动了社会的发展，你知道二十世纪给人类生活带来巨大变化的科技发明有哪些吗？ 四组学生边讨论边由组长把答案写在答题板上，比一比哪一组写的多。 （飞机、计算机、电视……） 2、师述：下面让我们一起回顾二十世纪最著名的科技发明吧！ 教师播放电脑图片：二十世纪改变人类生活的重大科技发明——飞机、计算机、电
视……。 教师评出获胜一组，给予表扬。 3、师述：今天这节美术课我们一起来学习新课《我设计的飞机》。 教师板书课题：15 我设计的飞机 (二)简述飞机发展史 1、师播放图片并讲述：二十世纪最重大的发明之一，是飞机的诞生。人类自古以来就梦想着能像鸟一样在太空中飞翔。而2000多年前中国人发明的风筝，虽然不能把人带上太空，但它确实可以称为飞机的鼻祖。 本世纪初在美国的莱特兄弟制造出了世界上第一架动力飞机，为世界的飞机发展史上做出了重大的贡献。 本世纪30年代后期，德国设计师奥安制成了He－178喷气式飞机。 1939年美国工程师西科斯基研制成功世界上第一架实用型直升机。这架直升机成为现代直升机的鼻祖。 第二次世界大战结束初期美国开始把大量的运输机改装成为客机。 飞机的发明也使航空运输业得到了空前发展，特别是超音速飞机诞生以后，空中运输更加兴旺。 在人类向地球深处进军时，飞机也被广泛应用于地质勘探和现代战争中。 自从飞机发明以后，飞机日益成为现代文明不可缺少的运载工具。世界上第一次环球旅行是16世纪完成的。当时，葡萄牙人麦哲伦率领一支船队从西班牙出发，足足用了 3年时间，才环绕地球一周。1979年，英国人普斯贝特只用14个小时零6分钟，就飞行环绕地球一周。在不到一天的时间里，就可以飞到地球的各个角落，这对于生活在20世纪以前的人类来说，难道不是一个人间奇迹吗?好了，说了这么多的飞机的趣闻，现在我们做一个小游戏！ （三）拼拼飞机模型，了解飞机结构 1、请学生代表用玩具拼装飞机模型，拼完后说一说它有哪几部分组成？ 2、教师播放电脑图片，师生共同讨论飞机的外部构造─—机身、机翼、机尾、起落装置等组成。 （四）欣赏讨论 1、教师播放现代新型飞机图片，学生欣赏。 2、师生共同讨论从第一架动力飞机到最新型的飞机经历了哪些的变化？它们的造型和功能
1998年第6期总第236期 导弹与航天运载技术 MISSI L ES AN D SPACE VEHIC L ES No.61998 Sum No.236 航天压电陶瓷微位移作动器设计与实验研究Ξ 阎绍泽 吴德隆 黄铁球 张 永 (北京宇航系统工程设计部,100076) 摘要 机械精密作动器已经不能满足空间飞行器多方面的要求,因而利用压电陶瓷材料的正逆压电效应,设计制造了一种高调准精度的微位移作动器,并对其 进行了实验研究。实验结果揭示了压电作动器用于空间飞行器部件的定位和抑制 振动的优良性能,为进一步完善作动器的设计和在航天领域的推广应用提供了理 论基础。 主题词 位移控制器,航天器,压电陶瓷,振动控制。 Design and Experiment for a Piezo2Ceramic Micro2Displacement Actu ator on Spacecraft Yan Shaoze Wu Delong Huang Tieqiu Zhang Y ong (Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,100076) Abstract A novel micro2displacement actuator with very high precision posi2 tioning has been developed by use of oppose and positive piezo2electric effects of piezo2 ceramics materials because mechanical micro2displacement actuators cannot meet de2 mands of a spacecraft.A set of measuring system has been built,and properties of the actuator are experimented.The experiment result shows good properties of the actua2 tor in precision positioning and vibration suppressing.The theoretical and experimen2 tal basis for design and extensive application of a micro2displacement actuator in spacecraft is provided. K ey Words Displacement controller,Spacecraft,Piezoelectric ceramic,Vibra2 tion control. 1 前 言 随着科学技术的不断发展,特别是宇航技术的推动,太空光学装置或仪器常要求精密调节光角度、光程,需要微定位及微调节技术。通常采用带有丝杠的机械装置,利用电机或其它 Ξ收稿日期:1998202226 本课题由中国航天工业总公司博士后科学基金、国家自然科学基金和国家863高技术项目基金资助
1.1航天工程系统组成:发射场、运载器、航天器系统、地面应用系统、运载与航天器测控网 1.2航天器设计:解决每一个环节的具体设计，关键内容：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计 1.3航天器系统设计的层次关系及各组成部分作用: 有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分； 航天器结构平台：整个航天器的结构体 服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。 ①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能 ②电源分系统：向航天器各系统供电 ③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信； ④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件； ⑤姿态与轨道控制系统： 姿态控制：姿态稳定，姿态机动； 轨道控制：用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制； 星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行 ⑦数据管理系统：将航天器遥控管理等综合在微机系统中 ⑧环境控制与生命保障：维持密闭舱内大气环境，保证航天员生命安全； 1.4航天器设计的特点 (1) 运载器有效载荷引发的设计特点：慎用质量和追求轻质量的特点追求小尺寸和巧安排的设计特点； (2) 适应外层空间环境引发的设计特点：创造必要的、可模拟真实环境进行航天器部件、设备、分系统和整体航天器检测、试验和验收的条件，使模拟真实环境的检测、试验和验收成为可能； (3) 特殊的一次使用性引发的设计特点：不存在维修、替换或补给，系统可靠性要求很高； (4) 单件生产引发的设计特点：每颗卫星都具有其特殊性