国军标《材料物理性能测试方法的精密度、准确度和不确定度》简介

概述了GJB1485—92《材料物理性能测试方法的精密度、准确度和不确定度》制定的目的、依据和特点,并重点对标准中涉及的几个基本概念作了说明。     

电磁波在非均匀有损耗再入等离子鞘层中的传播

本文从分层模型出发,采用不变量镶嵌原理,给出了分析再入等离子鞘层中电磁波传播特性的理论方法,计算了电磁波的功率透射和功率反射系数。理论结果与飞行实测数据相符。本方法的优点是:物理概念清晰直观,公式简明,通用性强,计算程序适用于鞘层具有任意厚度、电子密度和电子碰撞频率具有任意分布形式以及任意多分层的情形。     

火箭发动机端面密封、平衡直径的设计及计算

影响端面密封的密封性能因素很多很多,平衡直径是其中之一。以往端面密封设计平衡直径(de)的计算都是根据法国卡洛斯塔公司的经验公式进行计算,但在高速、高压、高温工况恶劣的条件下,用经验公式算得的 de 误差很大。本文针对这一情况通过自行设计的平衡直径测试仪,实际测出的大量数据证明,de 是个变量,必须充分考虑它的影响,也只有正确的通过实测选择合理的 de,才能准确地算出端面密封比压,也才能保证端面密封的密封性能。目前,我所设计的端面密封这一成果已应用于长征四号发动机上,通过多次飞行试验,证明密封是可靠的。本文还对 de 公式作了推导,验证了设计计算。     

喷管内型面对喷管性能的影响

本文叙述了对使用的固体火箭发动机性能计算程序SPP提出的修正方法。这种方法可用来确定不同比冲预示分析法,能否对由于喷管几何形状变化所引起的发动机性能变化的预示结果。目的是求导一种方法,可以预示一定置信度下全尺寸火箭发动机的比冲,当使用SPP时就可确定预示喷管结构变化的影响。在进行发动机基本数据评定时,发现SPP预示的发动机中有些发动机性能超出所要求的±0.5％精度范围。这显然是各种损失计算机理中有些与实际不相符合引起的。完成的工作包括:修改用于计算各项损失的某些方法,忽略SPP损失计算中的一些项目,解释SPP中不计算的项目的原因。利用29个发动机的试验结果推出了其间的相关性。用修改了的方法预示其他发动机的性能得出了很好的结果。修改后的方法产生标准方差为0.25％,偏差为0.03％,相比之下原来的SPP计算方法标准方差为0.8％,偏差为0.5％。在AIAA第十二届推进会议上有篇文章,使用赫克力斯比冲分析法(HIMET)预示了不同几何形状的四十磅发动机的性能。该法显示了极好的模拟能力。本研究在探索SPP的应用方面能完成相同的任务。本文的结果归纳为:1. SPP需要修正以改善预示能力;2.SPP和修改后的SPP给出的结果能显示出由于喷管几何形状的变化引起性能变化的倾向;3.修改后的SPP给出的结果比原来的更精确;4.HIMET和两种SPP法都可以用来决定喷管结构变化的影响。     

基于DSMC方法的高空固发羽流模拟

为研究稀薄状态下固体火箭发动机羽流中颗粒的行为,在稀薄气相流场DSMC程序的基础上,添加了气固两相相互作用模型和颗粒相变模型。气固两相相互作用模型中,颗粒所受的作用由单个颗粒受到周围分子力和热作用公式求出,分子所受的作用由耦合求解气固相互作用方法求出,颗粒相变考虑固化、熔解,以及不发生相变的加热与冷却。用算例研究了流场的特性参数及不同粒径颗粒的温度分布,与文献数据符合良好,准确度在国内同类研究中具有一定的优势。在此基础上,针对实际固发羽流算例进行计算,分析了不同颗粒直径对流场的影响。结果表明:粒径越小颗粒扩散越开,X=0.4 m处粒径1μm颗粒的扩散较粒径100μm从0.03 m增大到0.2m;粒径越小颗粒温度降低越多,X=0.4 m处近轴线位置粒径1μm颗粒的温度较粒径100μm降低了44.4%;粒径越大,对气相流场阻碍作用越明显,X=0.02m处近轴线位置粒径100μm颗粒的速度较纯气相流场降低了54.5%。     

基于故障物理的航空电子设备高可靠性评估

传统的基于事后统计的可靠性评估手段已不能满足高可靠性航空电子设备的设计需求。文章提出在产品的设计阶段应用一种基于故障物理的可靠性评估方法,以某型大气数据计算机为研究案例,将环境载荷模拟施加于产品数字模型上,提取应力信息,进行潜在故障机理分析和相应的故障物理模型确认,以及累积损伤分析,最后得到产品的故障前时间以及故障率和可靠度函数。结果表明,该方法与实际可靠性试验结果有较好的近似度。     

批检发动机试车燃速计算精度的影响因素

大西洋研究公司提出了一种分析批检发动机燃速的计算机方法,该法揭示了工业上常用的数据测量方法的一些缺点,这些缺点增加了固体推进剂燃速测定的误差。造成燃速测定误差或不准确性的因素是:浇铸芯子的偏心度;芯子和壳体的不圆度,相应环境温度条件下药柱的变形;推进剂硫化时的收缩;测定燃烧终止的误差;测定燃烧开始的误差;压力测定的误差。除了上述误差因素外,大西洋研究公司发现,除非排除推力测量误差、喷管喉径测量误差、推进剂重量测量误差、药柱长度测量误差等一系列的误差,否则该方法的高精度的潜力就不可能完全实现。     

环境减灾-1A、1B卫星光学载荷在轨运行情况分析

环境减灾-1A、1B卫星于2008年9月6日发射升空,至2013年7月20日,2颗卫星的4台宽覆盖多光谱CCD相机、1台超光谱成像仪(HSI)和1台红外相机(IRS)已在轨稳定工作近5年,共获取超过61万景2级地面遥感图像数据。文章对在轨运行的光学载荷遥测参数进行了统计和分析,结果表明:DC/DC电压遥测变化量不超过5%,关键光机部位温度遥测变化量小于2.25℃,转动部件电压和电流遥测变化量小于1%,遥测参数均在设计范围内,显示光学载荷在轨稳定正常工作。最后,综合分析了光学载荷图像数据应用情况,分析表明:光学载荷图像数据具有较强的地物影像分类、提取和分辨能力,与国外同类卫星比较,水体识别符合度达到90%以上,旱情分级符合度大于66%,光谱分辨率达到5nm,积雪范围提取精度达到90%以上,在各类应用领域发挥了较大的效能。     

GEO电推进卫星轨道漂移策略研究

为满足GEO卫星定点位置调整的需求,利用电推力器在GEO上的控制方法,以轨道倾角、漂移经度和漂移率为目标,提出了一套结合南北位置保持的GEO卫星电推进轨道漂移策略。通过分析电推进平台在进行位置保持时的电推力器控制方法,设计电推力器点火策略,得出了漂移阶段推力器点火时刻及时长的计算方法,并分析出漂移各个阶段时间的估算公式。利用龙格库塔法对该策略进行了数值仿真验证,结果表明:文章中提出的电推进平台轨道漂移策略能够在无须姿态大幅调整并不增加额外燃料消耗的基础上完成对目标经度的轨道转移,满足漂移任务要求,并保证轨道倾角在漂移过程中稳定在0.01°以内。     

压电层合板壳的数值分析与控制仿真

从虚功方程出发,推导出具有压电传感器和驱动器的层合板壳的机电耦合动力方程,建立了新的压电固体单元以模拟压电层合结构的力学特性和振动控制。通过引入EAS模式,代替通常采用的增加非协调函数的办法克服模拟薄板时所遇到的过高剪切应变能的缺陷,从而明显减少了内部变量的个数,提高了计算效率;进而在厚度方向上增加一个线性分布的横向应变,克服了用于壳体结构的分析时所遇到的厚度自锁问题;提出了一个新的电势插值函数,大大减少了电自由度的个数,显著降低了数据读取、存储和凝聚电自由度的计算花费。数值算例表明,推导的单元适用于薄壳结构的数值分析,并具有很好的对歪斜网格的适应性。     

固体推进剂时间—温度转换因子的一种实际测定法

为了证明固体推进剂的时间—温度支配方程,能用有限的试验数据客观地表征出来,而对其相互关系进行了评价。这个概念的基础是过去对弹性体和推进剂性能的观察。已经发现这些弹性体和推进剂的主松弛曲线的大部分都符合修正的指数定律。经验也表明loga_T服从于用两个材料参数表达的简化关系式。在给定的松弛时间点上,用应力松弛模量来计算这些参数就需要一条与试验温度有关的曲线。虽然也可以用常应变速率下的初始正切模量和拉伸强度来确定loga_T的关系,但结果常常和用应力松弛数据得出来的结果不一致。预期将来应用这个概念能够评价聚合物的链缠结、内部流动和应变扩张等效应。     

小推力单元肼推力器温度场数值分析(Ⅰ)实验验证和保温套筒对温度场影响探析

建立了某小推力单组元肼推力器的全仿真传热数学模型,应用有限元分析方法对长程工作的不带套筒推力器瞬态温度场进行了热分析计算,并与试车温度数据进行了比较,数值计算结果与实验结果吻合良好,证明所用软件建立的模型合理.对增加套筒后的推力器进行了仿真模拟,结果表明,推力器脉冲长程工作后,单层套筒点焊于法兰盘上时集液腔温度较高,双层套筒时集液腔温度最高,均对法兰盘集液腔及电磁阀产生高温不利影响,推荐使用点焊在热控环上的热控方式;推力器温启动时,单、双层套筒保温效果相差不大,推荐使用单层套筒点焊于热控环上的热控方式.     

小推力单元肼推力器温度场数值分析 (I)实验验证和保温套筒对温度场影响探析

建立了某小推力单组元肼推力器的全仿真传热数学模型,应用有限元分析方法对长程工作的不带套筒推力器瞬态温度场进行了热分析计算,并与试车温度数据进行了比较,数值计算结果与实验结果吻合良好,证明所用软件建立的模型合理。对增加套筒后的推力器进行了仿真模拟,结果表明,推力器脉冲长程工作后,单层套筒点焊于法兰盘上时集液腔温度较高,双层套筒时集液腔温度最高,均对法兰盘集液腔及电磁阀产生高温不利影响,推荐使用点焊在热控环上的热控方式;推力器温启动时,单、双层套筒保温效果相差不大,推荐使用单层套筒点焊于热控环上的热控方式。     

一种低干扰力矩的三自由度球面磁轴承

提出一种低干扰力矩的三自由度球面磁轴承结构,球面磁轴承定、转子均采用球面结构。当磁通作用在转子的球形包络面时,产生的电磁力会指向转子球心,不会对转子产生干扰力矩,但少量的漏磁磁通会作用在转子的非球形平面上,导致低干扰力矩的出现。利用等效磁路法对球形转子偏转时轴向部分漏磁导致的干扰力矩进行分析,得出干扰力矩的数学表达式。运用有限元法分析球面磁轴承和柱面磁轴承产生偏转时的干扰力矩,结果表明干扰力矩随着转子偏转角度的增加而增大,当转子偏转角达到最大允许值0.3°时,球面磁轴承与柱面磁轴承相比干扰力矩减小两个数量级。球面磁轴承的低干扰力矩特性决定其特别适用于磁悬浮控制力矩陀螺,可提高陀螺的控制精度,在磁悬浮高能密度电机、其他飞轮系统等场合具有广阔的应用前景。     

小天体附着装置地形被动自适应机构设计与优化

面向在小天体非确知、非结构性表面安全稳定附着的技术需求,设计了一种可同时在偏移和扭转共6个自由度上实现对抓附区域星表地形被动自适应的串并混联机构,并完成了其工作空间优化。首先,针对附着过程中附着装置与星表拟合球面不居中问题,提出了一种3-RSPS串并混联被动自适应机构设计方案;进而,采用修正的G-K公式计算了该机构的自由度,基于空间位置矢量法推导出其逆运动学模型,并通过虚拟样机仿真验证了逆运动学模型的正确性;最后,采用数值搜索方法完成了该机构的定姿态工作空间分析和基于NSGA-II算法的多目标优化。结果表明：相较于目前广泛应用的3-SPS并联机构,本文所设计的星表地形自适应机构的全局工作空间提高了40.9%,优化后,又进一步提高了21.3%,可适应更加崎岖陡峭的小天体星表地形,具有较好的工程价值。     

宇航器入轨的自适应制导

文中按硬制导和软制导两种形式讨论了宇航器的入轨控制。所谓硬制导,对宇航器与目标的相遇速度没有要求,而软制导则要求相遇的相对速度为零。制导的自适应性表现为制导方程的制导系数可以在弹上自动确定。为了这些系数计算的精确与方便起见,文中还提出了算法时刻的概念,可以选择它与关机时刻相重合,也可以不重合。这为考虑制导方程中测量数据的误差曲线特性提供了依据与实际处理方法。宇航器的准确入轨,要求在轨道测量数据与控制参数之间建立准确的数量转移关系。这关系,随着宇航要求的提高,日益多样化了。本文将按两种制导形式,即硬制导与软制导进行讨论。后者入轨时要求宇航器的有效负载与目标相遇的相对速度为零,前者则不必。同时本文还将研究如何在弹上对上述数量转移关系中的制导系数实现自动选择。这将增加宇航器本身选择目标的机动性以及某些控制过程的自动化程度。例如,以卫星轨道形式运行于空间的宇航器,自动地准确地选择地面落点,等等。通常,为了制导的简易可行以及最佳化的目的,控制作用分成为程序控制部分与提高精度的控制部分(上称这部分为控制规律),这种分类在系统综合设计中体现为同样的两个步骤。我们也采用这一思想,所不同的是把精度控制中的一部分内容拿出来,移置到程序控制中去。粗略地说,程序控制是不考虑干扰因素时的控制规律,而提高精度控制则要考虑。刚说的“移置”,就是指把制导方程的具体形式的确立,放到弹上去完成,而不是在地面先定好。这样,在新的意义上,包含这部分内容的程序控制也就不能说没有考虑干扰因素了。