一种基于DFT的简化的功率测量方法

传统基于DFT的功率测量算法需要基于电流DFT的结果得到电流基波向量的相位与幅值,进而结合锁相环中得到的相电压基波向量的相位和幅值进行运算,运算量庞大。介绍一种简化的功率计算方法,通过选取合适的电流DFT起始点,可以直接通过电流DFT结果的实部、虚部与相电压幅值得到有功功率和无功功率,极大缩减计算量,减小DSP的计算压力。通过Simulink对上述计算方法进行仿真分析,对比仿真结果与理论计算所得的结果,最终验证了算法的可行性和有效性。     

平台式重力仪航空重力测量数据后处理技术研究

针对航空重力测量对数据后处理的要求,结合平台式重力仪系统的组成与工作原理,在重力异常信号的频域特征基础上,设计出一套有严格频域规范的航空重力数据后处理流程,并对某海域实测数据进行了处理。结果表明,重力异常值内符合精度为12条东西测线达到0.43mGal/140s和0.84mGal/100s,4条南北测线达到0.39mGal/140s和0.79mGal/100s;以同测线GT-2A单次测量结果为标准值统计标准差,12条东西测线为0.72mGal/140s和0.98mGal/100s,4条南北测线为1.41mGal/140s和1.53mGal/100s。结果表明,设计的航空重力测量数据后处理方法可以实现重力异常信号的高精度提取。     

弹片热机械疲劳试验方法研究及设计

针对弹片的热机械疲劳（TMF）试验要求,采用机械设计技术、机电技术、冷却技术、计算机技术和数据采集技术,提出了压力载荷和热载荷的加载方法,建立了2种载荷5个试验件的并联试验控制系统,并设计了弹片热机械疲劳试验器。试验结果表明:该系统能够同时模拟服役环境下弹片的压力载荷和热载荷。利用该试验系统进行了弹片的热机械疲劳试验,试验结果再现了弹片在服役状态下的失效模式。试验系统具有良好的重复度、较高的加载频率和加载精度。压力载荷最大相对误差为2.4%,绝对误差小于0.5N。温度载荷最大相对误差为3.55%,最大绝对误差为3.89℃。      

基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测

提出了一种基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测方法,通过对翼型几何特征提取、压力分布曲线的参数化,建立了卷积神经网络模型（CNN）,并利用计算流体力学（CFD）的计算结果作为其训练样本,实现对混合翼型前缘压力分布的预测。结果表明:两种方法计算结果的拟合优度大于0.98,基于深度学习的计算方法耗时1.7 s,CFD方法耗时大于50 s,计算时间大大缩短。该方法能够在满足计算精度的条件下提高计算效率并可应用于其他的翼型设计过程。      

基于两相流模型的挤压油膜阻尼器空化流场特性数值模拟

基于气液两相流理论中的Mixture模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格技术建立了两端开口中心槽供油型挤压油膜阻尼器三维非定常空化流场求解模型。数值模拟表明:随着阻尼器内环进动,考虑两相流动的油膜低压区在中心槽的两侧产生两道对称的条状负压带,条状带内具有较高的气相体积分数;阻尼器低压区的压力和气相体积分数对进油孔位置十分敏感,阻尼器油膜力和流场气穴比的变化频率与进油孔数密切相关。内环同心进动半径、进动频率对阻尼器空化流场影响的数值计算表明,进动半径和频率的增大均会使得流场内的空化现象加剧,同时气穴比的相位滞后现象愈加显著。      

一种便携式多通道精密测温仪

介绍了利用数字式温度传感器 DS1 6 2 4构成的多路温度测量仪器。它具有线路简单 ,测量精度高的优点 (在 - 5 5～ 1 2 5°C内 ,精度优于 0 .0 5°C) ;带有计算机接口 ,能够实现长时间连续测量。     

一种基于动态补偿技术的微小稳态推力还原方法

新型微推力器是未来微纳卫星的生力军,其设计、研制和应用都离不开推力性能测量的工程支撑。在设计和研究阶段,新型微推力器稳态力输出时间与机械式直接测量系统稳态调整时间之间存在匹配问题,无法利用测量系统的稳态响应直接还原推力大小。提出一种基于动态补偿技术的稳态推力还原方法,通过分析稳态力工作时间、稳态力大小与测量系统稳态响应之间的关系,提出了动态补偿器的设计原则和推力还原步骤,并进行了实验验证。研究结果表明：当稳态推力实际工作时间大于测量系统周期的0.25倍,且小于测量系统稳态调整时间时,可利用动态补偿器设计原则建立新的等效测量系统,使最终的输出达到稳态,并利用最终的稳态响应均值还原推力大小。     

细长体飞行器自由边界热模态试验与仿真

随着耐热承载一体化材料在新型高超声速飞行器上的应用,承力结构的工作温度不断提高,各类热模态特性逐渐得到关注。针对非平面形状的细长体飞行器自由边界条件下的热模态特性开展了研究。通过研究模拟气动加热条件的圆筒形加热笼、模拟自由边界的耐高温柔性支撑、非接触激光多普勒测振、耐高温激振杆激励等试验方法,获得了细长体结构自由边界条件下随温度变化的前3阶模态变化情况。结果表明：对此类薄壁长圆筒类结构,温度升高对模态频率影响可以超过6 Hz。开展有限元仿真,并与试验取得的热模态结果的变化规律进行对比。结果表明：建立考虑温度对结构弹性模量、热应力影响的壳单元模型,能够较好地预测出前3阶模态频率在全部受热时间范围内的最大下降量,可为高超声速飞行器控制系统设计时的拉偏范围提供参考。     

大型飞机机身垂直入水冲击特性数值研究

针对带有中央翼盒的某型飞机的机身,数值研究了不同入水速度、姿态角和尾翘角对入水过程中机身压强和冲击力的影响规律。数值模拟中,控制方程选为非定常可压缩流动的雷诺时均Navier-tokes方程(RANS)和实现的k-ε模型,使用体积分数(VOF)方法捕捉水气交界面的变化,采用整体动网格技术来模拟机身相对于水面的运动。结果分析表明:机身入水过程中压强峰值首先出现在喷溅根部,随后转移至机身底部;入水初期机身冲击力系数迅速增大,而后略有回落,入水后期由于中央翼盒冲击水面会导致冲击力系数再次迅速增大,而后小幅震荡。速度越大、姿态角越大、尾翘角越小,机身冲击力系数越小。     

X射线衍射法测量残余应力的相对误差及不确定度评定

利用原位拉伸机进行单轴连续加载,对X射线法测量钛合金残余应力的应力增量进行验证;依据JJF 1059.1-2012标准,对钛合金高应力标样(-659±35)MPa的测量不确定度进行评定。结果表明,X射线衍射法测得残余应力的增量与理论计算应力增量有较好的一致性,随着应力水平的增加,应力增量的相对误差保持在11%以内。以测量重复性、应力常数K、应力因子M为不确定度分量对测量不确定度进行了评定,所得扩展不确定度为±32 MPa。