表面热流可辨识性初步分析

表面热流的可辨识性分析可用于飞行器防热层内温度测量精度和测温点位置的确定,在工程上有较强的实用意义.从无量纲分析和仿真辨识出发,根据防热层材料热物性系数、测点位置、表面热流的频域特性等参数对表面热流辨识结果的影响规律,总结出了表面热流辨识问题的相似参数:基于表面热流频率参数的傅立叶数.此后,以这一傅立叶数为判据,针对不同测量误差值的情况初步建立起了表面热流可辨识性的准则和分析方法.     

风洞模型位移视频测量的相机标定

相机的制造和装配误差难以完全消除,导致相机的光学系统存在不同程度的非线性光学畸变现象,故相机标定对确保风洞模型位移视频测量的精度至关重要.针对1 m2以上的台阶标定块制造成本高、维护困难,提出基于距离标尺的相机标定方法,推导包含菲线性畸变模型的共线方程,建立适应中国大尺寸风洞的低成本相机标定系统,确保模型位移视频测量相机的自校正精度.2m超声速风洞的某跨大气层飞机测力试验中,采用该方法校正DALSA(R)相机后,各阶梯迎角测量精度σα≤0.00772°(达到高速风洞测力试验迎角精度的先进指标),因此具有实用价值.     

喷管两相流耦合数值模拟与粒子热增量预测

含有氧化铝粒子的两相流是固体火箭发动机喷管流场的重要特征.在有限体积方法框架下,采用基于热增量试验数据的粒子壁面反弹模型以及基于粒子轨道的单元内颗粒源(PSIC,Particle Source in Cell)两相流耦合算法,对喷管内两相流流场及粒子撞击产生的壁面热增量进行了计算和分析,研究了氧化铝粒子尺寸对粒子轨道分布和喷管壁面热增量分布的影响规律.研究结果表明:喷管扩张段内粒子稀疏区域范围随粒子直径增加而增大;粒子热增量只分布于喷管收缩段内,粒子直径越大,产生的壁面热增量越强.     

相位测量轮廓术应用于叶片测量

为解决叶片高精度三维轮廓测量成本高、效率低的问题,搭建了基于相位测量的三维轮廓测量系统.在完成了系统标定后,为了检验系统的测量精度,测量了一个滚珠轴承,测量精度为(0.084±10.01)mm.利用该系统从不同方向对某叶片进行了6次数据采集,采集到的数据通过数据融合得到了整个叶片的三维点云,利用整个叶片三维点云数据得到了叶片的不同截面图,为叶片型面轮廓和几何尺寸的检测提供了依据.相位测量轮廓术用于叶片三维轮廓测量,在保证测量精度的同时大大降低了测量成本,因此将相位测量轮廓术用于叶片三维轮廓测量是非常有意义的.      

精密离心机误差对石英加速度计误差标定精度分析

分析了离心机各个误差源,用齐次变换法精确地计算了产生的向心加速度,给出了向心加速度、重力加速度和哥氏加速度在加速度计坐标系下的分量,推导了被试加速度计输入加速度的精确表达式。在给出石英摆式加速度计在精密离心机上标定时的误差模型的基础上,着重讨论了误差模型系数的计算值与离心机误差之间的关系。根据仿真结果找出了某些离心机误差对加速度计误差系数标定的影响关系,为按照加速度计的标定精度来确定离心机的精度打下了理论基础。     

基于BP神经网络的高精度陀螺恒流源补偿方法

为了提高陀螺恒流源精度,提出一种基于BP神经网络的陀螺恒流源补偿方法.采用BP神经网络训练恒流源控制指令与恒流源输出之间的非线性映射稳态模型,以实时估计恒流源输出偏差.设计恒流源控制指令补偿判据,当输出偏差超出设定裕度时,按比例对恒流源控制指令值进行实时补偿,使得恒流源输出更接近控制目标值,以实现更优的精度.通过实物在回路仿真验证了上述方案的有效性,并通过与传统对控制指令进行分段线性标定方法相比较,显示了上述方案的恒流控制优势.     

耦合传导/辐射情况下的传热系数和表面热流辨识

耦合传导/辐射情况下的传热参数和表面热流辨识问题是一类特殊的传热逆问题,在工程上应用较广。本文首先建立了耦合传导/辐射的传热问题的数值方法,进行了算例验证。然后分别建立了同时辨识材料热物性参数和辐射吸收系数的算法、辨识非稳态表面热流密度的算法;分析了测点位置、测量误差、辐射吸收系数对辨识结果的影响。结果表明:同时辨识材料热物性参数和辐射吸收系数时,利用右端测点的温度辨识出热传导系数值的精度较高,利用中间测点温度辨识出的辐射吸收特性系数值精度较高。对于表面热流的辨识,测点越靠近加热面,辨识结果的精度越高;吸收系数对中间测点的辨识结果影响大于其他位置测点的辨识结果。     

使用太阳模拟器进行热平衡试验的附加外热流影响分析

航天器的结构复杂化与表面热光学性能差异,使得航天器热平衡试验中对大型太阳模拟器的需求越来越大。文章根据离轴式太阳模拟器的结构,分析了使用太阳模拟器进行热平衡试验时,真空容器中附加外热流的来源及其对试验的影响,并通过建立热控星模型和容器与热控星的联合模型进行仿真计算,给出温度分布结果,进而提出相应的试验设计改进建议。     

一种利用剩磁标定的星光/磁测备份自主导航方法

针对空间机动平台GNSS导航系统易受干扰的缺陷,提出一种基于剩磁标定的磁测/星光备份的自主导航方案。当GNSS信号完好时,利用GNSS高精度测量信息和磁强计/星敏带剩磁干扰的联合测量信息不仅可实时估计出机动平台导航参数,同时准确标定出运行环境的剩余磁场强度;当GNSS信号受干扰中断时,在剩磁准确标定的基础上启用磁场/星光备份自主导航方案完成机动平台的导航参数实时估计。由仿真结果可知,当GNSS信号正常时该导航方案具备较高的剩磁标定精度,三轴标定误差为0.026nT,0.293nT,0.107nT;而当GNSS信号受干扰时,备份导航方案三轴位置估计误差为87.3m,172.5m,65.2m,三轴速度估计误差为0.78m/s,0.86m/s, 1.04m/s。 仿真结果表明该方案具备较强的可行性。     

非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计

为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。