【正文】 的影響， 21 世紀 MEMS 將走向?qū)嵱没?，因此未來發(fā)展的市場前景是十分寬廣的。當上、下導電硅之間加上電壓后，由于靜電引力，使彈性模向上變形，從而產(chǎn)生垂直于基板平面方向的驅(qū)動力。然而，現(xiàn)在大部分微制動器還處于研究階段，因此，提高微致動器器件的性能是市場化的主要趨勢。微氣泡致動器已在 F15 機翼上進行初步試驗，實驗結(jié)果表明，在微氣泡制動器的作 用下， 飛機可實現(xiàn)俯仰、偏航等動作，在最大速度 ，溫度變化 41℃ ~78℃的條件下，初步驗證了 MEMS 裝置能在較惡劣環(huán)境下正常工作。以某炮彈為背景， 根據(jù)空氣動力學原理，應用計 算流體軟件 Fluent 模擬了不同氣泡結(jié)構(gòu)在彈丸不同安裝位置時的擾流流場，并對其結(jié)果進行了對比分析。重要的是這種材料能在較小力的作用下產(chǎn)生毫米級的形變，目前的技術(shù)能將硅酮橡膠與硅很好的結(jié)合起來，美國的加州大學洛杉磯分校已經(jīng)對此進行了研究，硅酮橡膠材料的具體參數(shù)如下表。為使可有效致動薄膜部分的邊緣處有足夠?qū)挼母街鴰?，設定氣泡之間的間隔距離為 。C 左右的惰性溶劑中進行吸收、蒸發(fā)溶劑濃縮降溫、結(jié)晶、過濾得對二甲苯二聚體（ []對環(huán)芳），精制后，將該二聚體進行高溫裂解產(chǎn)生雙自由基，再導入成膜室在成膜物體表面冷凝并迅速聚合，得到均勻致密的聚對二甲苯薄膜。 微型氣泡驅(qū)動器在頭錐上的集成 在此配置中， 32 個微氣泡驅(qū)動器被集成在頭錐的后座，并且每次控制 16 個驅(qū)動器。在整合頭錐前，利用航空航天用的室溫硫化硅橡膠膠合劑將微氣泡驅(qū)動器粘到包裝上。彈性模量 E=，殘余應力σ=[20],泊松比 v 取 。 仿真結(jié)果如圖 所示 0 . 4 0 . 6 0 . 8 1 1 . 2 1 . 4 1 . 6x 1 04250300350400450500550600壓力 P變形位移h5500 6000 6500 7000 7500 8000 8500620630640650660670680690長度 b變形位移h （ a） 壓力 （ b） 長度 1900 20xx 2100 2200 2300 2400 2500550600650700750寬度 a變形位移h140 160 180 200 220 240 260500550600650700750800厚度 t變形位移h （ c） 寬度 （ d） 厚度 圖 單向影響位移變形分析 雙向影響位移變形分析 為了分析輸入壓力和薄膜幾何形狀共同對薄膜變形位移的影響，分別按以下幾組情況進行了仿真： （ a）輸入壓力 5000pa 、 10000pa 、 15000pa ， 薄膜厚度 150 m? 、 200 m? 、 250 m? ； （ b）輸入壓力 5000pa 、 10000pa 、 15000pa ， 薄膜長度 6000 m? 、 7000 m? 、 8000 m? 。 。對微氣泡制動器陣列在彈體頭錐上集成進行設計，并對其可行性進行了分析。對于二維彈道修正彈這樣外形復雜，擾流不明確的情況難以得到理論的解析 解。只要劃分計算域的初始網(wǎng)格、設定運動邊界條件，在隨后的計算過程中網(wǎng)格變化完全由解算器自 動生成。其中Gambit 擁有完整的建模手段，可以生成復雜的幾何模型。 GA MB I T 設置幾何形狀生成2 D 或 3 D 網(wǎng)格FL UE NT 網(wǎng)格輸入及調(diào)整物理模型邊界條件流體物性確定計算結(jié)果后處理其他軟件包如CAD 、 CAET Gr id2 D 三角網(wǎng)格3 D 四面體網(wǎng)格2 D 和 3 D 混合網(wǎng)格幾何形狀或網(wǎng)格邊界網(wǎng)格邊界和網(wǎng)格網(wǎng)格2 D 或 3 D 網(wǎng)格 圖 Fluent 軟件包各模塊之間的相互關(guān)系 流體力學基本方程 修正彈在外彈道飛行過程中藥遵守物理守恒定律，這些定律主要包括質(zhì)量守恒定律、動量守恒定律、能量守恒定律。 上式在直角坐標系中的微分形式如下： 0)()()( ???????????? zwy vxut ???? () 其適用范圍沒有固定的限制，無論是黏性或無黏性流體，可壓縮或不可壓縮流體，定常或非定常流動都可以適用。另外， RNG 模型采用嚴格推導的微分公式求解有效粘性，與高雷諾數(shù)的標準 ??k 模型相比，這種方法對低雷諾數(shù)流動中的湍流效應也能較好地模擬。制動彈丸的頭部 用混合網(wǎng)格劃分，并且要在此特殊部位加密網(wǎng)格，而外流場采用圓柱體區(qū)域，圓柱體的半徑為 10 倍彈徑，前端距離炮彈頂部為 5 倍的彈長，后端距離炮彈底部的距離為 3 倍的彈長。 仿真分析條件 主要通過以下幾個方面來進行運動仿真分析： （ 1）來流馬赫數(shù)為 : 、 、 、 ； （ 2）彈丸攻角為： 0176。 超音速模擬對比 如果彈丸在超音速飛行時，除尾部有大量旋渦外，在彈頭部與彈尾部附近有近似為錐形的、強烈的壓縮空氣層存在，這就是空氣動力學所說的激波（在彈道 學中把彈頭附近的激波叫彈頭波，彈尾附近的激波叫彈尾波 ） [38]，此時空氣阻力突然增大。 圖 和圖 分別為原彈型和制動彈在 Ma= 攻角為 0176。 但是與超音速圖 和 條件下的 速度云圖比較 ， 速度云圖曲線更加接近圓形并且更遠。 不同氣泡結(jié)構(gòu)對阻力系數(shù)影響的分析 彈丸的空氣阻力 [3134]，在超音速與跨音速時，包括摩阻、渦阻和波阻三個部分；而在亞音速是則沒有波阻。時， 氣泡長度 為 40mm的阻力系數(shù)分別為 、 、 ，可見 長度為 40mm 的 阻力系數(shù) 最大， 長度為20mm 的 阻力系數(shù) 最小，并且都是以 1:1 的比例趨勢增長。從跨音速到超音速阻力系數(shù)下降，在 Ma=3 時，阻力系數(shù)最小。 馬赫數(shù)為0 . 8 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 152馬赫數(shù)為1 . 0 3 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化0 5 10 152 圖 Ma=， 不同 氣泡寬度 ， 圖 Ma=， 不同 氣泡寬度 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 馬赫數(shù)為2 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 152馬赫數(shù)為3 ，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 152 圖 Ma=2， 不同 氣泡寬度 ， 圖 Ma=3， 不同 氣泡寬度 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻 角變化圖 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化 圖 到圖 分別為 氣泡長度為 30mm， 高度 1mm， 攻角為 0176。 攻角為0 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42攻角為5 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42 圖 攻角為 0176。都是隨著攻角的增大阻力系數(shù) 增長 ， 比較四種馬赫數(shù)情況下的阻力系數(shù)增長幅度， 馬赫數(shù)情況下，增長幅度最大， 3 馬赫數(shù)情況下，增長幅度最小，由此可以得出氣泡高度在低馬赫數(shù)時對彈丸阻力影響較大。從跨音速到超音速時，隨著馬赫數(shù)的增加阻力系數(shù)變小，到 Ma=3 時，達到最小值。由 以下曲線對比看出馬赫數(shù)一定得情況下，不同 氣泡高度 的阻力系數(shù)隨攻角的變化趨勢相似。首先由亞音速到跨音速，隨著馬赫數(shù)增加阻力系數(shù)增大， 在 Ma= 時 阻力系數(shù)達到最大值 。 阻力系數(shù)隨攻角的變化 圖 為 氣泡長度 30mm，寬度 2mm，高度 時， 不同 馬赫數(shù) ，阻力系數(shù)隨 攻角 變化曲線圖。 從跨音速到超音速時，隨著馬赫數(shù)的增加阻力系數(shù)變小，到 Ma=3 時，達到最小值 氣泡長度3 0 m m ，寬度2 m m ，高度1 m m ，個數(shù)3 ，不同攻角時，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 402581012 圖 氣泡結(jié)構(gòu)固定 ，不同 攻角 ,阻力系數(shù)隨 馬赫數(shù) 變化 圖 不同氣泡結(jié)構(gòu)對升力系數(shù)影響的分析 相似于彈丸阻力系數(shù)的表達式，彈丸的升力系數(shù) [3134]表達式為： SvRc yy 22?? (43) 式中， yR 為彈丸的升力， 2/2vq ?? 稱為速度頭或壓力頭，它是單位體積中氣體質(zhì)量的動能； v 為彈丸相對于空氣的速度； ? 為空氣密度； S 為特征面積，取彈丸最大橫截面積，此時 4/2dS ?? 。當馬赫數(shù)一定時，不同 氣泡長度 的升力系數(shù)隨攻角變化趨勢大致相同 ， 都是隨著攻角的增加，升力系數(shù)增大。不同 氣泡長度 ， 圖 攻角為 12176。 升力系數(shù)隨攻角的變化 圖 到圖 分別為馬赫數(shù)為 、 、 3，氣泡長度、高度、數(shù)量一定，不同氣泡寬度時，升力系數(shù)隨著攻角的變化曲線。當馬赫數(shù)一定時，比較四個曲線圖，可以看出升力系數(shù)隨著攻角的增大而增大，攻角 0 度時升力系數(shù)最大值為 ，攻角 12 度時升力系數(shù)最大值為,。由圖中三條曲線 的位置關(guān)系可以說明，氣泡越長升力系數(shù)越大，但變化的很小。 不同氣泡長度時，升力系數(shù)變化 彈體頭部集成了微氣泡制動器陣列，當微氣泡不工作時彈丸具有對稱的外形，但是當微氣泡制動器工作時就會使彈體外形不對稱，影響彈體兩側(cè)壓力的分布，進而使彈丸產(chǎn)生一個側(cè)向力，我們通過控制微氣泡制動的位置來調(diào)節(jié)側(cè)向力的方向，這里我們將其定義為升力。都是隨著攻角的增大阻力系數(shù)變化不大，等值線接近水平。 當攻角一定時，又可得出氣泡凸起數(shù)量越多，阻力系數(shù)越大。 馬赫數(shù)為0 . 8 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 15358馬赫數(shù)為1 . 0 3 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化0 2 4 6 8 10 12 14358 圖 Ma=， 不同 氣泡數(shù)量 ， 圖 =， 不同 氣泡數(shù)量 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 馬赫數(shù)為2 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 2 4 6 8 10 12 14358馬赫數(shù)為3 ，不同氣泡數(shù)量，阻力系數(shù)隨攻角的變化00 5 10 15358 圖 Ma=2， 不同 氣泡數(shù)量 ， 圖 Ma=3， 不同 氣泡數(shù)量 ， 阻力系數(shù)隨攻角變化 圖 阻力系數(shù)隨攻角變化圖 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化 圖 到圖 分別為 氣泡長度為 30mm， 寬度 2mm， 高度 1mm， 攻角為0176。不同 氣泡高度 ， 圖 攻角為 5176。、 5176。不同 氣泡寬度 ， 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化 圖 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化圖 攻角為8 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42攻角為1 2 度，不同氣泡寬度，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化00 1 2 3 42 圖 攻角為 8176。、 8176。 40mm 氣泡長度時阻力最大，也是因為迎風面投影面積最大，所受空氣阻力最大的原 因所致。 阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化 圖 到圖 為氣泡寬度 2mm、高度 1mm、數(shù)量 3 個， Ma=、 、 3，不同 氣泡長度 時，阻力系數(shù)隨 馬赫數(shù) 的變化曲線。 Ma飛行馬赫數(shù)， scvMa /? ， sc 為聲速。原彈型和制動彈丸的繞流流場壓力云圖，亞音速時激波強度較弱，這是因為亞音速時 彈丸所受到得阻力主要是摩阻和渦阻。制動彈丸頭部和原彈型頭部對比，由于微氣泡對彈丸頭部氣流的影響，制動彈丸頭部速度曲線有較強的擾動。 圖 原彈型超音速壓力云圖 圖 制動彈超音速壓力云圖 圖 原彈型超音速速度云圖 圖 制動彈超音速速度圖 圖 時 Ma= 攻角為 0176。、 5176。外流場的網(wǎng)格劃分比較稀疏，可以減小仿真計算的時間；而彈 丸 的網(wǎng)格劃分比較密，特別是在 頭錐部 ，可以提高仿真結(jié)果的準確度。本文在計算中采用了這種湍流模型， 如式 和 。依據(jù)能量守恒定律，微元體中能量的增加率等于進入微元體的凈熱流通量加上表面力與質(zhì)量力對微元體所做的功，可得其表達式為： ? ? hj e f fjje f f SuJhTkpEutE ??????? ????????????? ? )()()( ??