基于地月合影图像的“嫦娥5T”指向校正算法

以"嫦娥5T"地月合影图像作为基本数据,提出一种基于信息融合的相机指向校正方法。首先利用形态分析从合影图像中提取天体的形心坐标,然后构建目标函数,通过优化算法估计相机的安装误差矩阵。该方法的典型优势是只需要利用单个相机对天体所成的单幅图像,便可快速确定相机指向。仿真数据和实测数据得到相机指向误差估计值的偏差保持在1%度量级,证明了算法的有效性。算法可以为实际工程任务和应用提供参考。     

基于Lagrange液膜方法的小推力液体火箭发动机耦合传热策略研究

为了研究小推力液体火箭发动机边区冷却液膜的冷却效果,提出了一种综合考虑燃烧流动、气体辐射、液膜冷却、壁面传热和辐射冷却的耦合传热计算方法,构建了基于Lagrange方法的液膜计算模型。采用该耦合传热方法对490N液体火箭发动机进行了数值仿真研究。结果表明:液膜最大厚度60μm,最长30mm,覆盖区域的壁面温度都被限制在420K左右,起到了较好的冷却作用。喷注角度较小射流形成的液膜更集中,生存时间更长,可减小向壁面的热流;喷注角度较大射流形成的液膜周向范围更大,能缓解壁面热流向头部的传递。     

飞秒激光带热障涂层叶片气膜孔加工技术研究进展

航空发动机涡轮叶片采用热障涂层技术和气膜孔冷却技术可以大大提升叶片的耐温能力,因此可以显著提高发动机的工作温度使其具有更高的推重比和效率。而在带有热障涂层叶片上实现高品质和高精度冷却气膜孔的加工是发动机制造技术的难点。由于飞秒激光加工具有材料无选择性、无热影响区及加工精度高等特点,因此飞秒激光成为加工带热障涂层叶片气膜孔的研究热点。阐述了飞秒激光与叶片涂层和基体材料的作用原理和飞秒激光微孔加工的技术特点,介绍了飞秒激光带热障涂层叶片气膜孔加工技术的研究过程和发展现状,展望了该技术在高精度带热障涂层叶片气膜孔制造中的应用前景。     

航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。     

高压涡轮尾切凹槽叶尖冷却换热特性

为研究尾切凹槽状涡轮叶片叶尖的表面换热,通过瞬态风洞实验得到无冷却和带除尘孔两种情况下叶尖表面传热系数,并将其与数值模拟结果进行对比,实验结果的不确定度小于5%。分析叶尖间隙流场情况,无冷却时,由于腔底的空腔涡和凸肩壁的分离泡,高表面传热系数集中在压吸力侧凸肩和腔底前缘处;腔底后半段沿压力侧存在条状低表面传热系数分布。有除尘孔冷却时,冷却气体分为高低能两股流体,高能流体随泄漏流流出,造成吸力侧凸肩存在多段高表面传热系数集中分布;低能流体紧贴凹槽压力侧向后流动,对应位置冷却效率可达0.4以上。      

基于峭度熵与分层极限学习机的动量轮轴承故障诊断研究

动量轮是卫星姿态控制系统的关键部件，其可靠性直接关系到整星寿命与安全。作为动量轮的核心组件，轴承易于发生故障，且独特结构和复杂运行环境导致监测信号信噪比低，早期故障诊断困难。针对这种情况，对变分模态分解和峭度熵结合的特征提取方法进行研究，获得动量轮轴承监测信号中的微弱故障特征，并建立特征向量。引入分层极限学习机，对结构和编码方法进行优化后用于轴承故障的识别。最后，将提出的方法用于实际故障的诊断，并通过与传统ELM方法比较，得出提出的方法在动量轮轴承故障诊断中具有更高的诊断精度，达到98.5%。     

基于强化学习的机械臂关节高精度控制方法研究

为提高空间机械臂自主操作能力，满足在多种不确定场景下的智能化精细操作需要，本文提出一种基于概率推断式强化学习的关节控制方法，在传统关节控制的基础上实现了控制参数的自主学习与优化.该方法主要包含两层循环，外循环通过学习交互数据在线辨识关节模型，内循环依据更新后的关节模型优化控制参数，经过数代学习逐渐使控制性能达到最优.该方法学习效率高，且相较于传统PID方法，对环境的适应能力更强，能有效提高复杂条件下机械臂关节的控制精度.数值仿真结果证明了该方法的有效性.     

一种组合动力装置爆震点火的三维数值模拟

为在组合动力中寻求一种可靠、高频的爆震起爆方法,对超声速环形向心射流产生的激波在抛物形凹面腔内形成激波会聚,并起爆爆震的过程进行了三维的数值模拟。分析了环形向心射流的发展、前导激波的碰撞、激波会聚起爆爆震波及爆震波传播过程的流场变化情况。研究发现:除了激波的强度和混合气的性质这两个关键影响因素以外,在一定条件下,几何条件对能否起爆爆震有非常重要的影响。前导激波的碰撞和激波会聚产生的压力升高要远高于温度升高。激波在凹面腔内会聚形成的高能区域能直接起爆过驱动爆震波,起爆后过驱动爆震波迅速衰退成CJ爆震波。爆震波平均波速为1929.8m/s,波后压力为1.5MPa,温度为3400K。     

激波聚焦及起爆爆震波的研究进展

针对激波聚焦及其诱导爆震近几十年来的研究热点问题,回顾了激波聚焦及其诱导爆震的主要研究成果,概括了以下三个方面:激波聚焦流场结构的研究进展、激波聚焦诱导爆燃与爆震的实验研究进展、激波聚焦及诱导爆震的数值模拟研究进展。从理论研究与工程应用的观点,总结了目前在激波聚焦及其诱导爆震的研究中存在的主要问题,思考了该领域未来的发展方向和急需深入研究的重要基础性问题。     

半球谐振陀螺组合零偏稳定性提升技术研究

星载陀螺组合的零偏稳定性将直接影响姿轨控分系统对姿态变化的测量精度。针对影响半球谐振陀螺组合输出零偏稳定性的因素进行了分析,研究了温度影响输出变化的机理,并提出了相应的解决措施。工程实践表明,这些措施以较低的成本有效地提升了半球谐振陀螺组合的零偏稳定性。