顶杆法膨胀仪的研制及不确定度分析

研制了一套顶杆法膨胀仪,用于测试室温~500℃固体材料的平均线胀系数。利用该套膨胀仪对

SRM732 进行测试,并与美国国家标准与技术研究院提供的标准数据比较,相对误差小于2%。以SRM732 测

试结果为基础,进行不确定度分析,该套膨胀仪的测试不确定度小于3. 2%。

     

集群航天器构形重构滑模变结构控制方法

针对大规模航天器集群飞行构形控制问题,提出了一种基于滑模变结构控制与改进人工势场法相结合的控制方法。集群航天器相对运动采用非线性动力学方程描述,人工势场法可以避免集群航天器之间的碰撞,滑模变结构控制对摄动干扰和模型不确定性具有鲁棒性,可以实现构形的精确控制。利用Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统的全局渐进稳定性。通过仿真算例,验证了控制方法的可行性。     

北斗卫星导航( 区域) 系统星座对中国载人航天器的服务能力仿真分析

载人航天器可以利用北斗卫星导航系统实现自主导航定位和相对测量以支持轨道确定和交会对接任务。为了评估当前星座条件下北斗卫星导航(区域)系统对中国载人航天器的服务能力,建立了当前北斗卫星导航(区域)系统的星座仿真场景。利用载人航天器轨道参数,对其轨道处北斗区域星座的覆盖特性和服务能力进行了仿真,分析了可以用于载人航天器绝对定位和相对定位的时间长度、可见卫星情况、位置精度因子等特性。分析结果表明,在载人航天轨道的一些持续时间段内,航天器可以利用北斗(区域)系统完成绝对和相对定位功能。     

瞬态热容法在平板冲击换热特性研究中的适用性

分别采用试验和数值计算的方法,对瞬态热容法在自由射流冲击平板表面换热特性的适用性进行了研究。试验研究和数值研究均表明,Bi和Fo均对瞬态热容法Nu′测量精度有较大影响。在所选取的工况范围内,随Fo和Bi增大,Nu′和经典试验值[7]的偏差均不断增大。并且,在距离冲击点1倍孔径处,Bi=0.001,Fo=10时,用瞬态热容法得到的冲击表面Nu′分布的相对误差约为2%。Bi在0.0005~0.005之间,Fo在10~20之间,相对误差小于6%。     

误差四元数及其在航天器姿态控制中的应用

以四元数作为定位参数对航天器进行姿态控制。首先导出了误差四元数矢量,从而解决了航天器姿态控制中最终姿态表示的非单值性问题;其次,通过一个典型例子提出了非线性三轴姿态控制方法,该方法以误差四元数作为反馈量,以控制力矩陀螺作为执行元件,利用李亚普诺夫函数对非线性系统进行控制,为大型航天器的姿态控制开辟了新的途径;最后,给出了仿真结果,从而说明了以误差四元数作为定位参数的航天器姿态控制法具有计算速度快、计算精度高等优点。     

航天器空间对接位置视觉测量方法

针对航天器空间对接过程中对接环位置的实时测量问题,提出了一种基于单目视觉的对接环识别定位新方法.通过将采集到的目标图像序列RGB信息转换到HSV色彩空间,以图像色调值为判据,实现了航天器空间对接环目标特征的有效提取.结合最小二乘椭圆拟合算法和小孔成像理论,建立了单目视觉的对接环识别定位模型,以完成航天器空间位置的精确计算.仿真结果表明,航天器近距定位可达到小于2 cm的精度,完全能够满足对接的精度要求.     

基于简化射线模型的剪切层相位修正方法

给出了基于简化射线模型的三维有限厚度风洞剪切层相位修正方法,利用数值模拟结果对该方法的物理依据进行了解释,并将其与传统的Amiet方法和平均马赫数法进行了对比研究,通过风洞试验对简化射线法的有效性进行了验证,最后给出了简化射线法对空间弯曲的剪切层的相位修正方法。结果表明:在来流马赫数小于等于0.3、测量角在40°~140°的范围内,当声源和传声器在同一个平面内时,对于风洞剪切层引起声波相位畸变修正,简化射线法、平均马赫数法和Amiet方法之间没有明显的差别,三种方法之间的相对误差小于1%。      

载人航天器应急状况下密封舱压力控制分析

为了对载人航天器应急状况下密封舱进行压力控制,保障航天员的生命安全,采用集总参数法建立了密封舱压力控制物理数学模型,分析了长期飞行任务中载人航天器应急状况下的舱内压力变化;提出了一种舱压控制方案,计算了不同漏孔通径所需补气速率以及舱压复压变化规律。结果表明:密封舱内总压和氧分压的变化呈现指数递减,泄漏速率随着泄漏时间的增加而减小,漏孔通径越大,密封舱容积越小,泄漏速率变化梯度越大;随着漏孔通径的增大,恢复舱内压力所需要的补气速率呈线性趋势增加,复压模式维持7天飞行时间的供气量相比较维持舱压模式减少高达82.1%。     

基于声发射波束形成法的转静子碰摩故障定位

提出了一种利用声发射信号进行旋转机械转静子碰摩故障定位的方法.首先利用板波理论进行声发射信号传播特性研究,证明波束形成法在声发射信号处理中的可行性,并建立近场声发射波束形成法;之后,在旋转机械碰摩故障模拟实验台的机匣上进行断铅实验,利用近场声发射波束形成法进行定位测试,验证所提出方法的有效性;最后,将提出的方法用于转静子碰摩故障的定位,并成功地识别出碰摩故障的位置.      

典型载人航天器密封舱结构空间碎片高速撞击声发射定位技术研究

空间站等大型载人航天器因体积大、在轨时间长容易受到空间碎片撞击,作为应对措施,人们提出利用空间碎片在轨感知系统实时监测撞击事件,撞击点定位是在轨感知系统的基本任务之一。为此,本文首先测量了加筋板内s0波波速,根据波速变化规律提出名义波速的概念,在此基础上将虚拟波阵面法推广用于载人密封舱结构,实现对空间碎片撞击事件的精确定位。最后,分别进行了碎片云高速撞击周期性加筋板和空间站小柱段舱壁枪击定位试验,试验结果表明:可将密封舱内声发射信号传播速度视为定值即"名义波速",在此基础上虚拟波阵面法可推广用于密封舱结构。     

在轨冷气推进系统泄漏估计

针对近地卫星长期管理与测控中冷气推进系统的泄漏问题,在轨道动力学数据基础上分析光照角漂移与半长轴衰减变化,利用气态方程对推进剂的泄漏率进行估计,进而对剩余推进剂进行预测,并对冷气泄漏造成的姿态扰动进行估计,同时在公式推导基础上对泄漏率估计进行计算误差分析,结合实际在轨的压力、温度等遥测数据进行检验。结果表明,在压力接近13MPa的初始条件之下,冷气推进系统的工质泄漏率在入轨的约前5y的时间里大致在150~450Pa·cm~3·s~(-1)之间振荡变化,在之后的时间里渐趋于275Pa·cm~3·s~(-1)稳定,与之对应的稳定的氮气质量泄漏率约为3.4μg/s;在轨10y时,推进剂质量的剩余率大于85%,预测入轨30y后的剩余率仍然优于60%;姿态角、磁力矩器电流、动量轮转速等数据表明冷气泄漏对卫星姿态扰动很小,可忽略不计。估计与预测结果可应用于在轨航天器长期管理与遥测诊断辅助、器件健康状态评估。     

基于微小卫星的空间目标光学探测定位方法

为实现空间目标的天基光学观测,利用双星定位原理,采用仅测角的观测方式,结合最小二乘法建立了双星几何定位模型。考虑到星点提取作为光学定位算法中的重要一环将直接影响最终的定位精度,因而针对就星图处理部分,分析了星图的灰度特点,采用阈值分割法进行了去噪处理,选取了几种质心法对星点进行提取,利用真实星图对提取结果进行比较,选出了形心法和阈值质心法 2种较为可行的星点提取算法。通过仿真计算和蒙特卡洛误差分析结果可知,不考虑误差时,定位误差小于 10-5 m;考虑主要误差源时,定位误差小于 100 m;且姿态误差对定位方法的精度影响最大,数值上可以达到总误差的 0.9倍以上,速度误差的影响最小,只有总误差的 1/30,可以忽略;定位误差近似呈高斯分布且误差的大小与误差源近似呈线性关系。由此可见,文章所建立的定位算法可以对空间目标实现较为精确的定位。     

X 射线衍射全谱拟合定量分析方法研究

利用X射线衍射仪对不同配比的Si和TiO2样品进行分析,通过三种定量分析方法(峰高法、积分强度法、全谱结构拟合法)进行计算,并进行误差分析。结果表明:三种定量分析方法中,全谱结构拟合法最优,相对误差为±2%(n=3),误差最小。X射线衍射全谱拟合法是一种精确,快速的定量方法。     

亥姆霍兹共振器对热声不稳定极限环的预测

验证亥姆霍兹法求解亥姆霍兹共振器对热声极限环影响的可靠性,实验在Rijke管上进行。采用耦合非线性热释放率模型、实测阻尼率及共振器阻抗模型的亥姆霍兹法求解耦合共振器前后热声极限环特性。其中共振器阻抗模型采用阻抗管修正。结果表明:修正的阻抗模型可有效模拟不同背腔流量下共振器反射率幅值和相位。背腔流量增加,共振器阻抗增加。未加共振器,85 V加热电压模拟的极限环频率和速度振幅相对误差为3.4%和7.2%。耦合共振器,低背腔流量,预测的极限环频率和速度振幅相对误差为3.7%和6.2%。背腔流量越大,共振器接口涡脱落增强,减振效果增强,但采用忽略流动的亥姆霍兹法模拟精度降低。共振器安装位置离波腹越近,减振效果越好。      

空间碎片防护问题的物质点无网格法与软件系统

空间碎片超高速撞击的防护是航天器结构设计须重点考虑的问题,超高速撞击过程的极强非线性对传统数值方法提出了巨大挑战。作为新兴的无网格法的一种,物质点法易于处理超大变形、断裂破碎和高速碰撞中的大量接触过程,非常适合求解超高速碰撞问题。对物质点法的算法理论进行了多项改进,自主研发了三维物质点法软件系统MPM3D,从多个角度模拟分析了空间碎片的超高速碰撞问题。模拟结果与实验吻合良好,能够正确再现开坑、层裂、碎片云等超高速碰撞典型现象,易于通过材料内禀结构建模研究泡沫、蜂窝等材料的撞击吸能和防护能力,显示出物质点法及其软件系统可以作为超高速碰撞的有力数值分析手段。     

基于相似参数的加速供油规律反设计方法研究

为了推广数字电子控制在发动机控制系统中的应用,利用原液压机械控制装置具备的加减速功能进行供油规律的反设计具有重要意义。基于相似理论,提出了以高低压压气机进口总温、高压压气机出口总压和高压转速为函数参量的加速供油规律;其次考虑到温度传感器测量难、响应慢的实际问题,提出了一种仅利用高低压压气机出口总压和高压转速为函数参量的基于发动机加速试验数据反设计加速供油规律的方法;进一步提出一种仅利用低压压气机进口总压、高压压气机出口总压和高压转速的供油规律的设计方法。两种加减速供油规律仿真曲线与地面、高空加减速试验数据对比表明,加速过程高压转子转速相对误差小于2%,减速过程高压转子转速相对误差小于3%。     

二维编织SiC/SiC陶瓷基复合材料宏观弹性常数预测及模态试验研究

为了研究二维编织SiC/SiC陶瓷基复合材料振动特性,建立了宏观等效弹性常数预测方法,并在此基础上开展了复合材料平板件的模态分析及试验验证。首先,根据二维编织SiC/SiC陶瓷基复合材料结构特点,建立了基于3次B样条曲线和正弦曲线的单胞模型;然后,利用细观力学有限元法预测了复合材料的宏观等效弹性常数,弹性模量预测结果与文献试验数据的相对误差小于3%;最后,开展了二维编织SiC/SiC陶瓷基复合材料平板件的锤击法模态测试试验,有限元预测的前五阶模态频率与测试结果相比,相对误差均小于4%。     

补燃循环发动机关机过程仿真研究

以补燃循环液氧煤油发动机系统为研究对象,对其关机特性进行了研究。在分析发动机系统工作原理的基础上,应用模块化建模的思想,建立了该系统中各主要部件的数学模型;采用新的面向对象仿真语言Modelica和MWorks平台,开发了可扩展的发动机仿真模型库;在此基础上,利用模型库搭建了液氧煤油补燃循环发动机关机过程仿真模型,并对发动机关机过程进行了仿真计算,计算结果表明与试车数据基本相符,其中稳态相对误差小于5%,动态相对误差小于15%,初步验证了所建仿真模型的正确性;进一步分析了吹除气体压力、阀后腔道容积、关机工况等因素对发动机关机过程的影响。     

非均匀温度场下声发射源定位方法

针对非均匀温度场下声发射信号传播速度不一致导致时差定位法定位精度下降的问题,研究基于波束形成法的声发射源定位效果.首先,基于板波理论研究声发射信号的传播特性,分析频散现象等对声发射信号速度测试的影响;然后通过数值仿真研究声发射波束形成法定位精度对不同重建速度的定位效果,进而发现在声发射波束形成法在阵列方向具有速度不敏感性.在加热前后的薄钢板上进行断铅定位实验,其结果表明声发射波束形成法可以在非均匀温度场中保持较高的定位精度,在机匣温度不均的航空发动机碰摩定位领域有良好的应用前景.      

潜射弹道导弹定位定向误差传播模型

定位定向误差是影响潜射弹道导弹命中精度的重要因素。同时考虑几何项、初值项和引力项,得到了定位定向误差影响分析的完整解析解,并利用主动段状态空间摄动方程推导了定位定向误差的线性化传播模型。计算结果表明:所提方法计算速度快,速度偏差估计误差小于10%,位置偏差估计误差小于1%,可以满足精度分析的需要。