基于量子化、芯片化的先进计量测试技术发展动态

计量是国家质量基础的重要组成部分，产品质量的提升离不开科学、精准的计量。工业发达国家极为重视计量测试技术的发展。通过搜集、整理量子效应计量、芯片级计量等国内外大量文献资料，归纳分析了近年来国外先进计量测试技术发展动态与趋势。以量子技术和基本物理常数为基础建立量子计量基标准，将大幅提高测量准确度和稳定性，结合量子效应的微加工技术实现芯片尺度的测量等，微纳尺度计量技术也在科学研究、精密测量、智能制造等领域得到广泛应用。本文可为我国计量技术发展提供借鉴。     

系统参数对电动力绳系动力学的影响

将电动力绳系(EDT)的主星质量、子星质量、绳系质量以及绳系中的电流视为系统参数，研究这些参数对系统的摆动动力学和轨道动力学的影响。哑铃模型下的电动力绳系摆动动力学方程存在不稳定的周期解，通过Floquet理论来衡量周期解的不稳定程度，从而研究各系统参数对摆动动力学的影响。建立了用春分点轨道元素的形式描述的电动力绳系轨道动力学方程，并以降轨时间来衡量电动力绳系的降轨效率，从而研究系统参数对轨道动力学的影响。运用算例对周期解迁移矩阵的特征值、降轨时间随各系统参数的变化关系进行了仿真，分别得出了各系统参数对系统摆动动力学和轨道动力学的影响。综合本文的仿真结果，并考虑实际发射及空间运行中的其它因素，对电动力绳系的设计和降轨策略提出了建议。     

基于欠采样的零阶优化算法

非平衡学习吸引了许多研究者的关注。一般情况下,少数类是更值得关注的,并且其误分类代价要远高于多数类。由于非平衡数据分布的非均衡性,标准的分类算法将难以适用。为了解决非平衡数据分类问题,给出了基于欠采样的零阶优化算法。首先,为了降低数据非平衡分布的影响,针对不同非平衡比的数据集给出了不同的两种采样策略。然后,采用了一种引入间隔均值项的支持向量机(Support vector machine,SVM)优化模型进行分类,并使用带有方差减小的零阶随机梯度下降算法进行求解,提高了算法的精度。在非平衡数据上进行了对比实验,实验证明提出的方法有效提高了非平衡数据的分类效果。     

砝码磁性测量过程中几何形状修正因子的计算与影响

通过一系列实验和数据,讨论用磁化率计法测量砝码磁性时各测量分量对砝码磁化率测量结果的影响,并着重分析了砝码几何形状修正因子的测量与确定,比较不同测量方式的特点,以求减少砝码磁性测量时的误差。     

扩压叶栅剪敏液晶试验与图像处理

基于剪敏液晶涂层(SSLCC)材料的光学特性,发展了适合于内流场狭小空间环境下的SSLCC边界层流动显示技术:设计并加工了微型摄像头-发光二极管(LED)组合式图像采集设备解决拍摄光路问题;基于二维SSLCC图像与三维模型的空间映射关系,建立了真实模型的三维重构方法;通过SSLCC图像光谱Hue色相值转化,实现了液晶图像信息的定量分析。以西北工业大学高亚声速平面叶栅风洞为平台,开展了某扩压叶栅吸力面边界层流态的剪敏液晶流动显示试验。结果表明:所发展的剪敏液晶显示技术可进行叶栅内流场边界层的流态测量;所建立的图像处理方法可为边界层流动特征的辨识及其特征位置确定提供技术支撑;在来流马赫数为0.12、攻角为0°的条件下,叶片吸力面边界层沿流向依次经历了层流边界层分离、再附着及转捩为湍流状态的过程,且边界层的发展受叶栅角区分离流动影响,造成其前缘分离区减小,再附着点和边界层转捩位置向前缘移动。     

复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性影响研究

为了研究复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性的影响,建立了液氧煤油发动机尾焰冲击数值计算模型,并基于模型研究了喷管出口距离平板3m,5m两种工况下复燃对尾焰冲击特性的影响。结果表明:模型考虑了发动机内部燃烧对尾焰冲击特性的影响,计算得到了主射流区的激波结构;复燃增大了尾焰自由射流区和壁面射流区的高温区域,改变了自由射流区和滞止区的形状结构;平板壁面压力随着径向距离增大而逐渐减小,并且3m工况时在1.8m和2.5m处分别出现2.5倍环境压力和1.5倍环境压力的波动,5m工况时在2m处出现1.5~2倍环境压力的波动,在波动之后平板壁面上压力很快降为环境压力,复燃对5m工况的波动较3m工况影响大。     

深冷组合循环发动机吸气模态循环分析与设计可行域研究

为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02～0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917～2.64。     

时间限制性派遣中短时派遣时长的优化方法研究

航空发动机全权限电子控制系统(FADEC)的时间限制性派遣(TLD)分析是飞机系统安全性分析的重要内容之一。针对目前TLD分析中都假定短时故障派遣时长(ST)为固定值(125h或250h)的问题,开展了短时派遣时长的优化方法研究。采用故障树和马尔科夫方法,以推力控制丧失率(R)要求为约束,分析和建立了ST和长时故障派遣时长(LT)的函数关系;在此基础上,构建了以短(长)时故障派遣时长为变量,系统平均维修时长和带故障运行时长期望值为目标的多目标优化模型,使TLD分析中故障派遣时长的选取更灵活、更合理。通过实例表明:与ST取固定值250h相比,优化后ST取25h时,带故障运行时长期望增大4.2%,系统平均维修时长增大8.6%,验证了方法的有效性。     

双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算方法研究

为了获得不同飞行状态下双模态超燃冲压发动机最大供油状态,在集总参数方程的双模态超燃冲压发动机性能计算模型基础上,通过分析双模态超燃冲压发动机堵塞边界条件及工作机理,发展了最大供油模态流量平衡的求解方法,并以此为基础建立了双模态超燃冲压发动机最大供油模态计算模型。给出某飞行条件下的最大供油模态迭代计算过程,并详细描述了其所表征的物理现象,其流量平衡计算精度达10~(-4),并在此基础上完成了不同飞行马赫数下的最大供油模态计算,获得相应的燃烧室最大供油量及隔离段/燃烧室沿程参数分布。结果表明,该计算方法可实现双模态超燃冲压发动机最大供油模态的流量平衡计算,并能精确地捕捉给定燃油分配形式下的燃烧室最大供油量。