一种电磁式微机械振动环陀螺的建模与优化

提出了一种新型的电磁式微机械振动环陀螺结构.为优化陀螺的设计和提高陀螺的性能,在推导微机械陀螺集总参数模型的基础上,建立了电磁式微机械振动环陀螺的数学模型,得到了影响陀螺灵敏度的因素,据此对陀螺参数进行优化设计.采用有限元分析方法和实验测试方法相结合来验证该模型和设计方案的可行性.模型计算结果表明,优化后的陀螺在-200～200(°).s-1的范围内,其机械灵敏度为0.002 3μm/((°).s-1),电学灵敏度为0.062μV/((°).s-1).用有限元模拟得到陀螺机械灵敏度为0.002 9μm/((°).s-1),锁相放大器测试得到微陀螺样机电学灵敏度为0.051μV/((°).s-1).有限元仿真和样机实测结果与理论计算结果基本吻合,证实了该模型的正确性及陀螺设计方案的可行性.

高性能电磁式微机械振动环陀螺

为改进振动环陀螺的模态匹配并提高其品质因数,设计了一种采用全对称结构实现模态匹配的电磁式微机械振动环陀螺。通过理论推导,建立了陀螺灵敏度和机械噪声的数学模型,分析了陀螺参数对灵敏度及分辨力的影响。采用(100)晶向的单晶硅及工艺简单,无需键合的MEMS体硅标准工艺加工了陀螺样片。器件频率响应实验结果表明,所设计的振动环陀螺驱动模态和检测模态频率之差<0.5Hz,大气压下品质因数约为500,在1Pa的低真空下可达14000。锁相放大器测试结果表明,在-200～200°/s,陀螺分辨力为0.05°/s,灵敏度为0.2μV/(°/s)。测试结果表明该陀螺能够实现模态匹配和较高的品质因数,具有较高的性能指标。

单晶硅振动环陀螺仪的制作

为了简化电容式振动环陀螺仪的制作方法,进一步提高成品率,提出了一种结合反应离子深刻蚀(DRIE)与阳极键合的陀螺仪制备方法。分析了振动环陀螺的工作原理,指出了传统工艺存在的缺陷;对该制作方法所采用的工艺流程进行了详细设计,分析了不同工艺参数对陀螺仪性能的影响,并依据分析和实验结果改进了工艺流程和参数。最后,采用该方法制作了振动环式微机械陀螺仪并进行了测试。实验结果表明,采用该方法能成功制作电容间隙为3μm、厚度为80μm的振动环式陀螺仪微结构。与传统的制作方法相比,工艺流程大为简化,掩模板数量从7块减少到2块,满足器件性能可靠、工艺简单、成品率高的要求。

一种单晶硅振动环陀螺仪的设计与制作

介绍了振动环式陀螺仪的基本工作原理,分析了传统的振动环式陀螺仪所存在的缺陷。并针对这些问题,设计和制作了一种单晶硅式振动环陀螺仪。该陀螺仪采用硅玻璃键合工艺制作,利用振动环作为敏感元件,选取静电激励、电容检测的工作方式。设计陀螺仪的工作频率高于15 kHz,以降低了环境对陀螺仪性能的影响。陀螺仪的制作方法简单,只需要2块掩模板,便于批量化生产。

微机械振动环陀螺(英文)

为了减小振动环驱动模态和检测模态的频率差从而提高陀螺性能,提出了一种采用电磁驱动、电磁检测的全对称振动环陀螺结构。采用MEMS体硅工艺完成该微机械振动环陀螺的加工,其结构在保持镜像对称的同时,还保持了中心对称,因此整个结构高度对称,有利于减小模态频率差。为有效跟踪陀螺驱动模态的谐振频率并稳定驱动模态的幅值,设计了闭环驱动控制电路。该电路由低噪声前置放大器、相位调整环节以及自动增益放大器( VGA)组成。测试结果表明,该陀螺两个模态频率差为0.27 Hz ,实现了频率较好的匹配。在±200°/s ,测得陀螺灵敏度为8.9 mV/(°/s) ,分辨力为0.05°/s ,非线性度为0.23 %。

降低振动环式微机械陀螺同频干扰的方法研究

受MEMS加工工艺等因素影响,振动环式微机械陀螺存在一定的不对称,引起检测端的同频干扰,导致检测信号的信噪比降低。通过对振动环式陀螺进行激励模态和检测模态的动力学分析,研究激励信号、干扰信号和Coriolis力之间相位关系,提出降低同频干扰的解决方法,以提高陀螺检测灵敏度。

弦、杆、环的横振动理论与实验研究

本文对弦的横振动方程进行了严格推导,得出波速的解析解,并在共振时测量了波长和共振频率的实验值,理论与实验相吻合.本文对杆的横振动方程亦进行了严格推导,对一端卡住、另一端自由时进行了数值求解,得出共振时容许的前几个本征频率的表达式及相应共振波节位置,给出通解,实验中测出了不同长度时不锈钢薄细长条的基频及前几阶泛音共振频率,测出的波节位置与理论值一致,并求出不锈钢长条的杨氏模量,与标准值相符.进一步推广到圆形钢丝环的小振动情形,实验上测出了圆环共振时的频率及波长,求出截面为圆形的细钢丝的杨氏模量,与现有值基本符合.

强迫振动和极限环振动时域响应的高效预测方法研究

建立一种基于改进Kriging的KSBRF(Kriging-Surrogate-Based Recurrence Framework)降阶模型(ReducedOrder Model,ROM),用于高效地预测非线性非定常气动力及力矩、极限环振动(Limit Cycle Oscillations,LCO)等。首先基于Kriging代理模型建立非线性系统输入-输出关系的循环预测框架。然后对翼型做沉浮/俯仰组合运动时的非线性非定常气动力进行辨识。结果表明:在固定来流马赫数情况下,KSBRF预测结果与CFD计算结果吻合良好,阻力系数及俯仰力矩系数等的平均预测误差均在2.0%以内;在变来流马赫数情况下,升力系数和俯仰力矩系数的平均预测误差在2.5%以内,而阻力系数的预测误差则稍大,但也不超过7.0%。通过研究不同m,n取值对模型精度的影响,得出考虑历史效应有利于提高当前时间步的模型预测精度。除此之外,还对NACA64A010翼型的LCO振动形态进行预测,预测结果与CFD计算结果吻合良好,误差均保证均小于5.17%,节省近三分之二的计算时长。

乙、丙苯的ν_(12)环振动的皮秒时间分辨CARS研究

在室温下，使用皮秒时间分辨ＣＡＲＳ测量了乙、丙苯的ν１２环振动模的退相动力学．观察到了正 丙苯的两种构像的ν１２模的不同退相行为 乙苯和异丙苯的ν１２模的退相服从单指数衰减，而正丙苯的ν１２环 模的退相却是振荡衰减的．这种振荡衰减被归咎于正丙苯的ｔｒａｎｓ和ｇａｕｃｈｅ构像的ν１２环振动模之间的量子 拍．乙、丙苯的ν１２环振动模的退相时间常数被给出，并极大地受烷基链的构像、结构和长度的影响．

芳香性与环伸缩振动拉曼光谱相关性的理论研究

本研究采用密度泛函理论B3LYP方法对芳香性分子LnHn（L=C、Si，Ge，n=3～8）进行几何优化及NICS和拉曼光谱的计算，进而计算其环伸缩振动拉曼光谱频率与NICS数值间的相关系数，井以C6H6为例进行了环伸缩振动拉曼光谱理论计算值与实验测定值闯一致性的比时研究。研究表明，C6H6的环伸缩振动拉曼光谱理论计算值与实验测定值相对误差在1．8％以内，LnHn（L=c、Si，Ge，n=3～8）系列芳香性分子的芳香性大小判别指标NICS理论计算值与其环仲靖振动拉曼光谱频率理论计算值间存在高度正相关，即芳香性越大，其环伸垴振动频率也越大。预测可通过测定芳香性物质的环伸缩振动A1’或A1g拉曼光谱频率的大小来实现对其芳香性大小的实验定量测定。

嵌套环式MEMS振动陀螺的静电修调算法

对于工作在n=2模态谐振结构,静电修调是一种消除频率裂解、实现模态匹配的常用方法。基于环形谐振子的刚度扰动模型,提出了一种直观而实用的修调算法。通过巧妙地近似,并将嵌套环结构的内置修调电极等效为两簇簇带负刚度的"径向弹簧",从而将单环谐振结构的理论模型成功应用于多环嵌套结构。最后通过静电修调实验对该算法进行了验证,实现了带误差谐振子的模态匹配。实验结果表明:通过该算法频率裂解从15 Hz左右被修到0.03 Hz左右。

ⅢA族环分子GnHnm环伸缩振动拉曼光谱频率与分子芳香性关系的研究

本研究使用量子化学软件Gaussian09,选用杂化密度泛函B3LYP方法,选取6-311G+(d,p)基组,对ⅢA族环分子GnHnm(G=B、Al、Ga,n=3,5-8,m=-2,0)进行几何结构优化,并计算其独立核化学位移(NICS)以及环伸缩振动拉曼光谱频率(RSVRSF)。分析NICS与RSVRSF之间的相关性,探索RSVRSF与分子芳香性的关系。

中央开槽箱梁颤振非线性特性和振动分叉现象及其机理

为探究超大跨度缆索承重桥梁在大攻角范围内的颤振稳定性,通过节段模型风洞试验对中央开槽箱梁在风攻角±10°范围内的颤振非线性特性和振动分叉现象及其机理进行了研究。结果显示:当风攻角为-2°~10°时,节段模型系统未发生颤振;当风攻角为-3°和-4°时,观察到了含振动分叉的非线性颤振现象,且起振幅值随风速的增加而减小;当风攻角为-5°~-10°时,颤振无需人工激励就会自动发生。两种非线性颤振均为弯扭耦合颤振,并最终做极限环振动。非线性颤振的起振风速随着负攻角的增大而减小,耦合程度随着折减风速的增加而增加。系统等效阻尼比-振幅曲线可以很好地解释非线性颤振机理,曲线的零点为系统平衡点,其中斜率为正的零点为稳定平衡点,对应稳态振幅;斜率为负的零点为不稳定平衡点,对应起振振幅。对于含振动分叉的非线性颤振,系统存在一个稳定平衡点和一个不稳定平衡点;而对于无需人工初始激励的非线性颤振,系统只有一个稳定平衡点。

半三明治配合物的芳香性及其与环伸缩振动拉曼光谱频率的相关性

寻找实验上定量测定芳香性分子芳香性大小的方法是科学家一直追求的一个目标,应用拉曼光谱测量半三明治配合物芳香性大小是一项新的尝试。采用Gaussian09计算程序中的密度泛函理论(DFT),对(η6-C6X6)和半三明治配合物[(η6-C6X6)M]n+(X=F～Br,M=Ti～Mn,n=1,2)进行几何优化,并对其几何结构、静电引力、稳定化能ΔE、核独立化学位移(NICS)值及环伸缩振动拉曼光谱频率(RSVRSF)大小进行了理论计算。结果表明:取代苯及其形成的半三明治配合物的NICS值均为负值,均为芳香性分子;取代苯及其半三明治配合物中均存在A1g或A1对称性的RSVRSF,且其峰强度均很大,其NICS绝对值、RSVRSF值均随着F,Cl,Br取代的顺序逐渐减小,均呈高度正相关,且相关性系数均达到0.99以上,理论预测可通过实验测定其RSVRSF值测定该类物质的芳香性大小。

研制08-32、09-32型捣固装置振动轴轴承内环退出工装

随着铁路事业的发展,大型养路机械车在铁路线路维修养护的进程中也越来越重要,特别是08-32、09-32型捣固车在对线路的养护做着重要贡献,其中08-32、09-32型捣固车的关键部位捣固装置的维修,是关系整个捣固车使用与保养。我们在对捣固装置的维修作业中发现,捣固装置的振动轴内环的退出,成为了工作中的重点难点,旧的振动轴轴承内环退出方式中严重影响了工作效率,有时会造成严重的经济损失,所以我们需要一种新的退出方式方法与新型工装,来提高捣固装置振动轴的安全性,进而降低维修成本。

星箭分离面径向冲击预示的简化圆环分析方法

星箭分离冲击是航天器所经历的较为严酷的力学环境之一。为了预示星箭分离面的径向冲击响应,基于星箭对接框承受轴对称径向载荷的假设,提出一种简化的轴对称圆环振动模型,采用有限元法数值验证简化模型的有效性。采用星箭对接框的简化圆环方法,分析包带预紧力、对接框主要结构参数与冲击响应的关系,以及包带和卡块质量对冲击的影响。分析结果表明,分离面径向冲击随着包带预紧力增加而增大;考虑包带和卡块质量的影响,延迟对接框应变能释放时间。在保证星箭可靠连接和分离的前提下,减小包带预紧力、延长对接框应变能释放时间,是降低分离面径向冲击的有效手段。

带迟滞非线性环节二元机翼的气动弹性响应分析

基于Theodorsen非定常气动力理论,采用Roger拟合得到时域气动力表达式;针对二元机翼俯仰自由度带有迟滞非线性环节的情况,采用分段线性方式,建立了二元机翼气动弹性系统无量纲运动方程。通过数值仿真得到了系统极限环振动响应的时间历程和相轨迹,并与带中心间隙型非线性刚度环节二元机翼的气动弹性响应特性进行了比较;结果表明在一定的来流速度下,二元机翼俯仰自由度具有的迟滞特性会导致整个系统的极限环振动;最后用描述函数法给出了迟滞非线性环节的等效刚度及等效阻尼表达式,并进行了具有迟滞非线性环节二元机翼气动弹性系统颤振边界的等效线化分析,与直接数值仿真的计算结果吻合较好。

后掠翼外挂系统非线性响应分析

在几何非线性项的影响下,机翼外挂系统响应较为复杂。为了研究几何非线性对系统响应的影响,以后掠翼为模型,建立了后掠翼外挂系统的非线性运动微分方程,采用假设模态法求解了后掠翼振型函数,并利用伽辽金法对系统方程进行了离散得到了系统矩阵方程;利用MATLAB对系统方程进行了数值仿真,得到了不同速度范围的翼尖扭转分叉图,结合典型速度下翼尖扭转的相图与庞加莱截面图研究了非线性项对后掠翼外挂系统响应的影响。结果表明:当速度大于颤振临界速度后,系统会经历极限环振动、拟周期运动和混沌运动。

平均风效应对悬索桥全过程颤振性能的影响研究

为准确评估大跨悬索桥的颤振性能,建立平均风与气弹效应一体化气动力时域模型,研究平均风效应对悬索桥颤振临界风速与后颤振响应特性的影响。采用阶跃函数法建立悬索桥加劲梁断面的气动自激力时域模型,并通过伪稳态气动力扣除法解决时域分析中直接叠加气动自激力与平均风荷载会导致部分气动力被重复考虑的问题,从而构建平均风与气弹效应一体化气动力时域模型。以某大跨悬索桥为背景,基于该模型分析该桥加劲梁的颤振临界风速和后颤振性能。结果表明:平均风效应对加劲梁颤振临界风速具有一定的影响,考虑平均风效应后,加劲梁颤振临界风速稍有提高;平均风效应对加劲梁后颤振响应特性影响显著,考虑平均风效应后,加劲梁后颤振响应达到稳态极限环振动(LCO)所需的时间比不考虑平均风效应时明显缩短,且最终的LCO幅值也有所增大;后颤振频率随着风速的增加呈现递减趋势,相同风速下,考虑平均风效应时的振动频率比不考虑时有所降低。

操纵面非线性气动弹性响应引起的结构疲劳损伤分析方法研究

由于间隙的存在,随着速度的增加操纵面会发生非线性气动弹性响应,即操纵面发生极限环振动,其振动频率比飞机结构疲劳载荷谱的频率高,因此操纵面在每次飞行中只需经历1-2 s的极限环振动,其在整个飞机服役期内累加得到的总循环数将达到10万次的量级,可见操纵面极限环振动引起的结构疲劳损伤不容忽视,所以需要建立起操纵面气动弹性数据（飞行速度和间隙）与结构疲劳损伤的对应关系。针对此问题,将非线性气动弹性分析方法和结构疲劳预测技术结合,发展一套分析流程用来讨论操纵面极限环振动与周边结构疲劳的关系,为设定操纵面间隙值提供参考。为了对此分析流程进行说明,对具有操纵面的复杂机翼进行了非线性气动弹性分析获得其偏转角响应,并将其转化为作用在作动器两头耳片上的疲劳载荷谱,通过疲劳分析获得周边结构疲劳特性与操纵面非线性气动弹性响应的关系。