红外热像边界层转捩探测的飞行试验应用研究

针对飞行试验层流测试,开展基于红外热像的边界层转捩探测技术应用研究。分析了高空飞行条件对红外测试的影响因素,包括光路布局、蒙皮表面处理工艺、蒙皮加热等,有针对性地提出红外测试方案。在此基础上,以某民用飞机为试验平台,开展飞行演示验证试验,飞行海拔高度范围5km至7km,马赫数范围0.5至0.65。进行了有/无蒙皮加热、有/无太阳等状态的机翼表面热图采集,对比分析蒙皮加热、太阳辐射等因素对红外转捩探测信噪比的影响特性,通过多个架次试验观测分析机翼前缘污染对转捩的影响特性。为消除由前缘污染物诱发湍流楔等因素导致转捩位置误判,提出了一种基于统计分析的机翼转捩位置判定方法,提高了转捩探测结果的可靠性。本文提供了三组真实飞行条件下的边界层转捩位置数据,雷诺数达到1.5×107。演示验证飞行试验结果表明,通过蒙皮内部加热方式可有效提高红外热图信噪比,利用固定转捩方法验证探测结果,使用本文方法测得的转捩位置偏差量不超过弦长0.5%。     

红外热图在高超声速低密度风洞测热试验中的应用概述

围绕大极角情况下模型表面温度的测量、红外热图测热精度的提高、模型物面坐标与红外热图像素位置对应关系等问题,对近年来在高超声速偌氏密度风洞开展的红外热图测热工作进行了总结,给出了一些实用、简单、经济的方法。为验证上述技术,在高超声速低密度风洞开展了用红外热图技术与热电偶同时测量一平板带劈薄壁模型表面的气动加热率分布以及半球圆柱模型红外测热数据与DMSC计算结果的比较。不同手段获得的数据与红外测热数据相互验证的结果表明：这些技术的解决,有利于红外热图技术向工程化实用化迈进。     

TS P转捩探测技术在民机风洞试验中的应用研究

以ARJ-4模型为研究对象,在FL-3风洞中进行TSP转捩探测技术试验研究,并应用红外热成像转捩探测技术进行探测,获得对比验证结果,试验中还采用了基于柱状粗糙元的固定转捩试验方法.试验使用了自研TSP涂料,对模型进行了预加热,预加热模型的目的是增大模型表面层流区与湍流区之间的温度差异.模型表面粘贴了红外试验用标记点,也作为TSP技术图像对准控制点.试验状态为马赫数0.75和0.85,α由-4°变化到4°.试验结果清晰地显示了模型表面的层流区与湍流区及其随迎角的变化.     

星表移动探测机器人研究现状综述

星表移动探测机器人是多学科、高新技术的结晶,用于非结构化环境中的星球表面探测,能有效减轻人类工作强度、保护人身安全以及代替人类完成恶劣环境下的科研探测工作,有着巨大的经济和社会效益。本文对已发射的探测器进行了统计,系统梳理了成功着陆月球、火星的探测机器人的技术参数、结构与机构组成等,综合对比了各国在星表移动探测机器人研制方面的技术状态。结合国内外的研究现状和成果,重点针对星表移动探测机器人移动系统的研究进行了梳理,将星表移动探测机器人从运动形式上划分为轮式、腿式、履带式及其他类型4种形式,对每类机器人的研究进展、技术参数、结构与机构形式、运动形态等进行了系统回顾和详细分析。结合星表移动探测机器人面临的探测任务及发展方向,对星表移动探测机器人未来发展趋势进行了展望。     

法航空航天研究院寻求红外热成像的新用途

法航空航天研究院寻求红外热成像的新用途红外成像在现代军民用工业中获得了令人瞩目的应用，法国航空航天研究院（ＯＮＥＲＡ）正在研究它的新的应用的可能性。飞机隐身技术上的应用隐身飞机在对方雷达波入射时，在飞机麦面上会感生电流，使表面加热，产生红外辐射，这可...     

横向射流对排气系统红外辐射影响的实验研究

为了研究横向射流注入后飞机发动机排气系统红外辐射的变化情况,设计了不同横向射流注入方案。实验探测了在喷口处注入横向射流后,排气系统在水平探测面上,3~5μm波段内的红外辐射强度。分析了排气系统的光谱辐射强度和积分辐射强度的变化情况,并结合速度分布图及红外热像图给出了解释。由于射流能够挤压尾喷流,提高主流剪切层脉动强度,强化其与冷气流的掺混,不同方案横向射流的注入,均能引起排气系统红外辐射强度的降低;在同一个探测面上,探测器能探测的红外辐射强度因不同射流方案对尾喷流的挤压方向不同而有较大差异,探测到的红外辐射由强到弱的方案依次:垂直注入、周向四股注入和水平注入;对尾喷流而言,相比于无横向射流注入状态,采用横向射流双股、单股垂直注入时,其红外辐射强度分别下降了60%,45%;横向射流双股、单股水平注入时,分别下降了5.1%,5.3%;采用周向四股注入时,下降了24.7%。     

基于红外热像技术的涡轮叶片损伤评价研究进展

主动红外热像技术作为一种新型无损检测手段,具有高效率、无污染、易操作等特点,适合用于材料表面和近表面缺陷检测,因此在叶片类薄壁零件损伤评价方面有一定优势。当前基于主动红外热像无损检测技术的高温涡轮叶片损伤评价研究主要集中于热障涂层厚度检测、涂层脱粘检测、涂层界面处热生长氧化物检测以及叶片基体疲劳裂纹检测4个方面。但现有研究仍然面临热激励理论不完善、红外热像仪识别精度不够高以及热图处理方法有待改进等主要问题和困难。随着这些理论问题和技术困难的解决,主动红外热像技术呈现出人工识别缺陷向自动识别发展、定性检测向定量检测发展的趋势。总体而言,该技术未来在涡轮叶片损伤评价方面具有较大的应用潜力。     

调制法热波检测技术在复合材料构件无损检测中的应用

调制法热波检测技术采用某一频率的周期性调制信号对被测对象施加照射,红外热像仪检测物体表面返回的热波并获取红外热像图,通过热像图中物体表面热波相位和振幅的改变来判断被测对象的内部情况。     

飞行器动力舱热传递模拟实验台自适应加热控制与实验研究

<正>在电力电子、热能动力和航空航天等工程领域涉及到大量的热控问题,对于某些特定的应用背景,往往需要对加热系统进行精确的自适应控制。在飞行器动力舱热传递模拟实验研究中,往往通过电加热装置来模拟发动机机匣的表面热负荷,为了获得动力舱通风冷却和辐射遮挡对于蒙皮表面温度的影响规律,需要在模型实验中尽可能地模拟发动机机匣表面的温度和热流状况。由于发动机机     

基于数字图像相关方法的非接触高温热变形测量系统

 为测定高速飞行器材料与结构的高温变形,将基于图像的变形测量的数字图像相关(DIC)方法与基于红外辐射加热装置和闭环控制的瞬态气动热试验模拟系统相结合建立了一套非接触高温热变形测量系统。该系统通过瞬态气动热试验模拟系统中的红外辐射加热装置对被测试样施加快速和精确可控的热载荷,温度加载范围从室温到1 200 ℃。在热加载过程中用数字摄像机记录不同温度下被测试样表面的数字图像,随后用DIC方法对这些记录的数字图像进行分析,从中提取被测试样表面的全场热变形。为验证该高温变形测量系统的性能,测量了铬镍奥氏体不锈钢在20～550 ℃温度范围内的热变形和热膨胀系数(CTE),结果显示该系统可快速方便地对航空航天材料的全场高温热变形进行精确测量。     

流动显示的红外热成像技术

红外热成像技术是一项非接触式的测试技术,通过细致测量目标表面的温度变化及其分布,可以反映表面流场的状况,应用该技术对自然转捩,人工转捩及三角翼表面流场进行了测量,并应用图像处理技术得以很好的结果。     

红外热像仪作用距离现场检测装置的研究

针对目前红外热像仪现场性能检测手段的不足,设计一套便携式红外热像仪最小可分辨温差(MRTD)检测装置,首先现场测量出红外热像仪的MRTD,再由大气透过率模型计算得到目标的表观温差,最后通过Johnson准则分析计算得到红外热像仪探测或识别目标的能力.试验结果表明该方法准确可行,可用于各类红外热像仪作用距离的检测.     

碘工质电推进系统的储供设计及实验研究

碘工质以其低成本、低压且高密度贮存等特点越来越受到重视,承担固气相变和流量供给功能的储供系统是碘工质电推进系统的关键组件。为了提高直接影响阴极和推力器性能的流量供给准确性和稳定性,设计了可采用多种加热方式的碘工质储供系统,结合用于真空舱内的高精度质量传感器,实现了流量的动态监测及mg/s级别的碘蒸气流量控制。针对储罐外部加热、内部辐射加热以及二者复合加热三种加热方式开展实验测量,探究其对流量大小和稳定性的影响规律。结果表明,三种加热方式在满足实验所需条件下均可长期供给稳定流量,辐射加热式的响应时间最快,仅需要10min左右,而外部加热则超过1h;复合加热的方式热控调节虽更为复杂,但可以进一步降低功耗。     

高超声速再入飞行器头部辐射加热特性研究

高超声速再入飞行器的热环境特性是热防护设计的重要基础。它主要包括辐射加热和对流加热,一般情况辐射加热较小可以忽略,但部分再入飞行器在低空还具有极高的速度,辐射加热不能忽略。本文针对高超声速再入飞行器驻点的辐射加热特性开展了研究,采用高温空气辐射加热的四光谱带模型,同时计算方法中考虑了非平衡辐射加热及其"截断效应"。计算结果表明,在低空高速再入阶段,辐射加热比较明显,热防护设计需要考虑辐射加热。辐射加热主要由可见连续光谱辐射构成,红外线谱和紫外线谱的辐射加热也比较明显,紫外连续谱辐射以及非平衡辐射效应均不明显。辐射加热沿球头驻点至球头外边缘逐渐减小,影响辐射加热的主要因素有头部半径、飞行高度和飞行速度。     

热障涂层闪光灯激励红外热像检测

为了跟踪和记录热障涂层缺陷产生、发展直至脱落的过程,对热障涂层试片组进行热循环实验,在实验前和不同实验阶段分别对各个试片进行闪光灯激励红外热像检测;对发现的可疑区进行了解剖分析,识别出微裂纹;利用含有自然缺陷和人工缺陷的试片对红外热像检测的检测能力进行了评价。结果表明:闪光灯激励红外热像检测技术能够检测出直径小于0.5mm的脱粘缺陷,还能够识别出微裂纹态,这种状态用肉眼从涂层表面无法识别;闪光灯激励红外热像检测技术不仅可用于热障涂层的缺陷检测,还有希望用于热障涂层的寿命评估。     

Φ1m电弧风洞大尺度防隔热组件烧蚀热结构试验

针对大面积区域高焓、低热流、长时间气动加热环境,对1 m电弧风洞地面模拟试验系统进行了建设与完善,并引入了石英灯辐射辅助加热技术,对400 mm ×400 mm大尺度模型进行了试验,结果表明这种联合加热方式能够有效用于大尺度模型防、隔热及烧蚀热结构性能考核试验研究.     

样本内变差对过程监控效果的影响及探测方法

控制图要求各个样本中的子样保持同一分布,以保证非系统因素在样本内引起的过程波动最小,同时最大化非系统因素在样本间引起的波动.而当样本中的子样不是同一分布时候,就会导致控制图具有过大的控制线,降低监控的能力.本文旨在分析和比较几种样本内变差的探测方法,并找出在不同情况下最合适的样本内变差探测组合.     

地对空动态目标红外特性测量系统

“地对空动态目标红外特性测量系统”主要用于低空运动目标（飞机、导弹等）和地、海运动目标（坦克、车辆、舰艇等）以及静态目标的红外辐射特性测量与研究。该系统可对目标进行自动跟踪、对目标实现空间定位、测量目标的红外辐射强度分布、光谱辐射分布以及红外热图像。由于采用了精密时统，实现了各测量设备之间、整个测量系统和被测目标之间的精密同步，因此可以精确研究目标红外辐射特性与目标对应状态（如目标姿态、运动速度、     

十一组元高温平衡、非平衡空气光谱吸收系数计算

飞行器以很高的马赫数再入大气层时 ,头部激波层、尾迹的气体辐射产生的紫外、可见、红外特征信号 ,是地面监测和反导制导系统探测、识别的主要依据 ;同时 ,头部气体层热辐射也是再入体壁面加热热流的重要源项。激波层内高温气体吸收系数是目标紫外、可见光、红外辐射特性计算、热防护计算和气动流场辐射场耦合计算的基本参数。本文分析了再入过程中高超声速稀薄气体流的非平衡现象 ,采用三温度模型 (电子能温度 Te、振动能温度 TV、转动和平动能温度 TR)来表征激波层内非平衡态的气体组份各个能级占有数分布 ,并由原子分子辐射理论直接计算 N2 ,N+ 2 ,N,N+ ,O2 ,O+ 2 ,O,O+ ,NO,NO+和 e-等 1 1种主要空气组元各种能级跃迁对辐射的贡献 ,最终得到平稀和非平衡高温空气吸收系数计算模型。计算结果可见光区与试验结果符合较好 ,紫外、红外区结果稍差     

高超声速再入飞船气体热辐射计算边界虚网格方法

针对再入飞行器激波层辐射加热,应用有限体积法计算辐射传输方程,引入了一种边界处理方式——虚网格方法,根据化学非平衡流场数据,计算出飞行器表面辐射加热热流。通过分析发现:采用虚网格方法处理辐射传输边界,能够确保真正的边界条件得到应用,满足真实的物理意义,且辐射传输计算的空间网格、立体角网格、初始温度值的收敛性很好,计算结果精度误差小于2.5%。利用虚网格方法计算飞船再入返回时的辐射加热,结果表明计算所得壁面辐射热流与其他研究者辐射热流计算结果符合良好。