基于锥束CT的飞秒激光加工气膜孔几何特征测量及表征

针对当前国内气膜孔加工存在的几何精度偏低、质量不稳定现状，通过计算机断层成像技术利用气膜孔切片图像，在特征分割、点云拟合基础上对不同工艺参数激光加工的气膜孔孔径及几何特征质量进行检测与评价。结果表明：超快激光工艺参数的圆形气膜孔通孔入口直径略大于出口，锥度在0.005°～0.020°之间，位置度误差最大为?0.072 mm，异型气膜孔入射角的范围在60°～70°之间。使用锥束CT(computed tomography)测量方法对气膜孔几何特征进行检测与评价是可靠的，具有重要工程应用价值。     

出流孔型对平板气膜冷却影响机理的研究

为了研究不同孔型对平板气膜冷却的影响,针对圆形,扇形,水滴形,收敛缝形四种气膜出流孔型的流动和传热特性进行了数值模拟。研究结果表明,圆形孔、扇形孔和水滴形孔气膜出口下游出现从中心向上抬升的反向旋转涡对,将主流燃气卷吸进来;收敛缝形孔在侧向的扩张型面使得气膜出流在展向的覆盖更为均匀,这有效地阻止了高温气体的侵入;在相同吹风比下,收敛缝形孔在气膜出口附近区域的平均绝热冷却效率则明显要高于其余三种孔,随着吹风比的增大,这种差距越发明显;孔型对对流换热系数增强比的影响区域仅局限在邻近气膜孔出口大约7倍气膜孔径的范围内。     

航空发动机低压涡轮出口温度标定方法

在航空发动机试车过程中,针对数字电子控制器采集低压涡轮出口燃气温度(T6)高于试车台数采系统采集值的现象,进行了多轮测温试验,并结合T6测温原理、热电偶及补偿导线电气特性等,提出了从数字电子控制器电路板终端进行温度标定的方法,以确保在发动机实际试车过程中控制器测量的T6值更接近真实温度.试验结果表明:在航空发动机试车中采用在数字电子控制器T6采集电路板的补偿导线终端进行标定的方法后,由数字电子控制器与试车台数采系统采集的T6值相差1℃以内,证明该标定方法准确可行.     

惯导平台加速度计静态多位置模标定方法

为克服传统的惯性平台多位置自标定法的局限性,引入了一种新的标定加速度计误差参数的方法。该方法基于变换后的加速度计输出模型,以输入加速度计的当地重力矢量为观测。仿真实验表明,当平台无转位误差时,零次项标定精度量级达到,比例因子标定精度达到1ppm以内;该方法对平台转位误差不敏感,当平台转位误差白噪声标准差为0.1°,均值小于30°时,误差参数标定结果不受转位精度的影响,降低了对平台稳定回路的控制精度要求。仿真实验还验证了方位失准角对模观测标定结果无影响。     

脉冲燃烧风洞测力系统动态标定方法

针对脉冲燃烧风洞中的测力系统，提出了一种动态标定方法。利用力锤在模型表面上不同位置，沿不同方向施加一系列集中载荷，由输入载荷和天平输出辨识出该表面对应的单位脉冲响应函数（UIRF），再将各表面对应的UIRF加权得到系统的UIRF，加权系数由试验状态下各表面的压力分布确定。辨识某表面对应的UIRF时，通过将其参数化使反卷积问题转化为参数优化问题以回避问题的病态特性。求解参数优化问题时，先用遗传算法搜索到参数全局最优解的近似值，再以此作为单纯形方法的初值继续优化得到参数最优值。在ANSYS中模拟了动态标定过程，考虑了实际试验中输出应变含有较大噪声的情况，验证了这种动态标定方法的准确性。     

轨控标定方法研究及在交会对接中的应用

在航天测控任务中,对轨控效果进行标定并合理利用可以实现更为精准的轨道控制目标。提出一种用虚拟等效推力来替代姿态偏差所带来的影响,利用控前控后精密轨道同时标定轨控执行过程轨道切向、径向、法向三方向速度增量的方法,介绍该方法在我国交会对接任务中的应用情况,及其标定结果对定轨精度的敏感程度,试图在理论上进一步说明利用精密轨道进行轨控标定的可行性。