瞬态平面热源法热物理性能测量准确度和适用范围的标定——常温下标准材料Vespel^TM SP1的热物理性能对比测试

瞬态平面热源法作为一种非稳态热物理性能测试技术,其测量范围、测量准确度和试验参数的确定是正确评价和应用这种测试技术的前提条件.详细描述了采用瞬态平面热源法测量装置对热物理性能标准材料VespelTM SP1所进行的比对测试,并由此考察这种测试方法和测试装置的测量准确度和适用范围.     

航天材料热物理性能测试技术的发展现状

根据航天材料热物理性能测试技术的特点 ,系统介绍了国内航天材料热物理性能测试技术的发展状况和发展趋势 ,并详细介绍了目前我国航天材料热物理性能测试领域中所具备的测试技术和测试装置、航天热物理性能所涉及的研究领域和内容以及目前正在开展的研究工作。     

非稳态平面热源法同时测量材料的导热系数和热扩散率

介绍了非稳态平面热源法的测量原理、传热数学模型及温度响应公式,建立了相应的实验装置并进行实际测量。研究结果表明,只需测量试样内某一点的温度变化就可同时得到材料的导热系数和热扩散率以及体积热容等热物性参数。     

材料热物理性能非稳态测量方法综述

非稳态法具有快速、准确的特点,一次测量可同时得到热导率、热扩散率和热容等多个热物性参数,测试范围可覆盖多种材料和较宽的热参数区间。阐述了目前国际上主要的六种非稳态测量方法及特点、测量原理及理论模型公式。     

高时间分辨力瞬态热反射显微热成像装置

瞬态热反射显微热成像能够测量电子器件表面温度分布,兼具高时间分辨力和高空间分辨力,在GaN HEMT等大功率器件热测试中应用日益广泛。研发了瞬态热反射显微热成像装置,利用窄脉冲照明,捕捉特定短时间内被测器件表面的图像,实现瞬态热反射热成像,时间分辨力达到1 μs。以微带电阻作为被测器件开展了瞬态测温实验,激励脉宽10 μs,测试得到了不同时刻微带电阻上温度分布,可以观察到升温和降温过程的细节,温度上升和下降时间在（2~3） μs,有效验证了装置的时间分辨力性能。     

霍尔磁强计温度特性校准装置的研究

本文从霍尔元件的基本物理性能出发分析霍尔磁强计的哪些参数与温度有关，确定温度系数和零点温漂是影响霍尔磁强计特定温度下准确度的关键性参数，根据其工作原理开展了校准装置和校准方法的研究，本文阐述了这两套装置的工作原理和组成，并通过试验验证装置的测量能力。     

高准确度惯性测量装置全温测试系统的校准

阐述了高准确度捷联惯性测量装置全温测试系统的校准测试方法。通过对软硬件进行校准测试,验证了该系统可以完成不同种类的惯性测量装置误差建模和综合测试。     

吸热碳氢燃料热沉测量实验装置的设计与性能测试

为了测定吸热碳氢燃料在不同温度条件下的总吸热量(热沉),以便于对吸热碳氢燃料进行筛选,研制了一套适合于高温下热沉测量的实验装置。该装置主要由进样计量、载气输送、加热控温、反应量热和产物分析五部分组成。对反应管轴向温度分布进行了测定,实验装置的工作温度范围在500℃-900℃,各温度下恒温区域长达440 mm,恒温区内温度梯度不大于3℃;利用电能标定的方法测定了装置的量热常数,并用纯物质(N2)作为样品对装置的准确度进行了校准,求解仪器量热常数的工作曲线的线性相关系数在0.999 7以上,氮气热沉测定值与理论值基本吻合,表明该装置测定结果可靠、测量准确度高,装置的设计符合T ian’s方程,可用于吸热碳氢燃料热沉的实验测定,为吸热碳氢燃料的研究提供了较可靠的热化学数据。     

铝合金2A12在热冲击条件下的力学性能

测试并确定航空航天材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数,对于航空航天材料和结构的可靠性评定、寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有重要的意义.针对强度设计手册中没有航空航天材料在高速热冲击环境下的强度极限等表征参数的现状,使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对铝合金材料2A12在多种不同的瞬态热冲击条件下,进行气动加热模拟与热载联合试验研究,得到在瞬态热、力学环境的共同作用下铝合金2A12材料的强度极限等力学性能变化状况.为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供可靠依据.      

卫星天线热真空变形测量

针对在真空环境中进行高低温测量的难点和特点,提出了采用数字近景摄影测量技术在热真空中对卫星天线面板的高低温变形进行测量。成功地利用2台经过保护的专业像机组成双相机摄影测量系统,完成了天线热真空变形测量,解决了传统的测量手段无法在真空中进行测量的难题,型面变形测量精度达到0.1mm,满足了试验要求。     

解耦算法在发动机推力矢量测量中的应用

针对发动机推力矢量的特点和测量要求,在分析发动机推力矢量测试平台数学模型的基础上提出了推力矢量的解耦算法,可减少主推力和侧向力之间的相互耦合,提高推力矢量的测试准确度。经多次试验表明,解耦后测试系统误差明显减小。用该方法测量推力矢量参数的不确定度小于5%,可以满足推力矢量测试的需要。     

石英晶体质量测量装置研究

讨论了如何利用石英品体的特性进行质量测量装置的设计。给出了机械结构图形和实验结果。并针对这种装置存在的问题提出改进意见，以利于进一步提高其测量准确度。     

小卫星瞬态热分析模型修正方法

为解决参数分类和构建最小误差目标函数中瞬态温度时域过程的表达问题,分别定义了瞬态温度时均量和波动量对修正参数敏感度和分析值与试验值间瞬态温度均方差。利用蒙特卡洛混合方法对敏感参数进行分层修正的结果表明,修正前后瞬态温度分析值与试验值间误差由8%~16%降低至5%以下,分析值的时均量及波动量均有明显改善,且该结果被修正中未使用的试验数据所验证。这说明了修正中瞬态温度描述方式对改善瞬态热分析精度有效,蒙特卡洛混合法分层修正合理可行。     

二氧化碳探测仪瞬态热分析模型修正

为实现碳卫星载荷在轨温度的准确预测,对其试验状态瞬态热分析模型的修正进行研究。先比较热分析计算结果与热平衡试验结果,求出两者对应温度监控点的温差;再利用蒙特卡洛法对二氧化碳探测仪热分析模型参数进行灵敏性分类,将模型参数分为整体灵敏、局部灵敏与不灵敏参数。然后根据热平衡试验数据,用拉丁超立方和单纯形法的混合法对模型各个参数进行分层修正,得到满足目标函数各个灵敏性参数的最优值。最后将参数最优值代入热分析模型计算验证该修正方法正确性,并进行残差分析。结果显示修正后各温度监控点热分析计算与热试验温差δ_a小于±0.5℃,残差修正率θ高于80%,修正后多数温差比修正前减少了一个数量级。结果表明修正取得的效果明显,修正方法合理可行。     

卫星热控电压测量模块研制

卫星热控电压测量是保障卫星可靠性、安全性的重要环节。由于测量的特殊性,要求研制与整星热控系统相适合的电压测试模块。采用信号隔离、输入保护等措施保证测量的安全性;采用较高分辨力数据采集及量化技术、以及自校准技术保证测量的可靠性。通过微处理器控制测量过程,LAN接口实现计算机数据传输和通信控制,提高了测量效率。     

卫星热控系统的动态特性建模与仿真

受控对象的动态特性是卫星热控系统设计的基础,为了更加简便地进行卫星热控系统的动态特性计算,根据卫星各部分的温度变化特点及它们之间的热量传输关系,将其划分为外壳、辐射器、舱内环境、关键仪器设备以及相变蓄热装置5个集总参数热控环节,建立起各热控环节温度变化的数学模型.应用这一模型可以十分简便地计算内部热源强度及空间外热流变化时卫星各热控环节的温度变化趋势,其计算过程较常规的卫星瞬态温度场计算简单、方便,满足了对卫星热控系统进行仿真研究和控制策略优化的迫切需要,这对发展各种主动热控制技术来说具有尤其重要的意义.     

二氧化碳探测仪瞬态热分析模型修正

为实现碳卫星载荷在轨温度的准确预测,对其试验状态瞬态热分析模型的修正进行研究。先比较热分析计算结果与热平衡试验结果,求出两者对应温度监控点的温差;再利用蒙特卡洛法对二氧化碳探测仪热分析模型参数进行灵敏性分类,将模型参数分为整体灵敏、局部灵敏与不灵敏参数。然后根据热平衡试验数据,用拉丁超立方和单纯形法的混合法对模型各个参数进行分层修正,得到满足目标函数各个灵敏性参数的最优值。最后将参数最优值代入热分析模型计算验证该修正方法正确性,并进行残差分析。结果显示修正后各温度监控点热分析计算与热试验温差δa小于±0.5℃,残差修正率θ高于80%,修正后多数温差比修正前减少了一个数量级。结果表明修正取得的效果明显,修正方法合理可行。     

一种小阻值电阻测量装置的研究与设计

介绍了一种小阻值电阻测量装置,概述了总体方案设计及关键技术,进行了重要功能设计的介绍和原理上的分析,说明了软件的设计思路和上位机软件功能,最后给出了试验验证及结果。通过测试验证,可以看出这种小阻值电阻测量装置完全满足测试要求,且具有很好的便携性,很好地弥补了现有设备的不足。     

卫星天线在热真空试验中的全场变形测量技术

为真实卫星天线在卫星地面实验站进行了热变形测量的需求,利用卫星天线小模型,进行测试技术研究,用电子散斑干涉技术,在无特殊隔振的条件下,进行全场动态变形测量,获得了全场变形的信息,结果表明,该项技术完全有可能用于真空卫星天线热变形时实时测量。     

直线度平面度测量平差的研究

为了减小节距法测量直线度和平面度时原始数据的不确定性误差 ,采用最小二乘平差理论解决了直线度测量平差的理论问题 ,并对平面度测量平差的方案进行了对比分析。通过大量实验验证了平差方法的有效性。对平直度测量标准的制定以及提高工程检测准确度有实际应用意义。