基于超灵敏视频引伸计的飞行器舵机连杆拉压刚度准确测量

舵机连杆拉压刚度的准确测量对于飞行器舵机的安全服役至关重要,而拉压刚度的准确测量则高度依赖于舵机连杆变形的高精度测量.传统的夹持式引伸计虽然可用于材料或结构拉压变形的精确测量,但其测量标距通常较为有限,不能满足复杂工程结构(如飞行器舵机连杆等)变形测量的实际需求.基于远心成像镜头的非接触光学视频引伸计也能满足结构变形的...     

基于CPLD高精度恒流源技术的呼吸体积描记系统的设计

利用呼吸感应体积描记(RIP)技术测量呼吸参数已得到了越来越广泛的认可,针对人体呼吸运动引起传感线圈的电感量变化非常小(小于几百nH),一般系统难以保证精确性和适用性问题;硬件设计采用了高精度恒流源,锁相放大和自动增益控制放大电路,并详细分析了各部分电路的特性,包括在平静呼吸和用力呼吸模式下分别对14位测试者测量潮气量和呼吸频率,并且与德国耶格公司的肺功能仪所测量的结果对比;实验证明RIP系统在这两种模式下测量潮气量和呼吸频率等呼吸参数与速度描记仪存在显著的正相关关系,说明该系统工作良好、测量精确,操作简单、便于携带和低功耗,未来可以在临床上推广应用于长时间动态的呼吸监测。     

延时法测量条纹相机μs档扫描非线性

为实现μs档条纹相机扫描非线性标定,建立了基于延时可调信号源和外触发激光器的条纹相机μs档扫描非线性标定系统,弥补了标准具法的不足。系统通过延时值的递增,得到条纹相机扫描速度在全扫程的变化。系统中时间关系抖动来源主要是测试设备延时抖动和条纹相机触发延时抖动。时间抖动测试与分析显示,条纹相机延时抖动±0.6ns,测试设备延时抖动±0.3ns,系统总时间抖动±0.7ns。系统时间抖动会造成最终时间轴信息的起伏。大量数值模拟分析表明,时间轴起伏对系统时间抖动的影响±2ns,在可以接受的范围内。因此,该系统能够胜任条纹相机μs扫程时间信息的测量标定。     

基于多次平移的平面绝对检测仿真

将待测面形表示为多项式的和,通过分别沿x,y向多次平移待检光学元件得到移动前后待测元件面形差,采用最小二乘法拟合多项式系数,得到待检光学元件的绝对面形。推导了多次平移法的理论公式,并进行了仿真实验,模拟了移动次数、移动间隔和采样点数对测量精度的影响。仿真结果表明:待测平面与初始平面残差图的均方根值为5.118×10~(-13)λ,理论误差达到高精度平面面形检测要求。     

基于PSD的高精度光电定心仪

针对目前定心仪精度不高、并依赖于人眼的现状,提出一种基于PSD的高精度定心仪研究方法。采用自准直光路形式和位置敏感探测器PSD对经过被测目标返回的光斑实行定位,并通过读取计算机上的坐标值来判断是否达到准确的定心。文中对定心仪的光学系统进行设计,并运用神经网络的训练来校正PSD的非线性,在测量范围±2 mm~±500 mm内定心精度达到1 μm的设计要求。     

基于双模接口的测试系统设计

为了对飞行设备进行各种性能参数的测试,同时避免因环境因素而带来的数据传输不稳定的问题,使用双模接口(以太网接口与USB接口)实现上位机与测试系统的通信,通过对采样电路进行优化产生多路高精度信号并实时监测接收返回的群信号。经实验证明,系统完全可以完成各种环境中的功能测试,并提高了系统测试精度与传输数据的可靠性。     

高精度时差提取技术在薄互层中的应用

声波测井中,对于砂一泥岩薄互层井段,由于地层声速变化及仪器分辨率低等原因导致不同接收器接收到的波形相关性差,用传统的时差-时间相关法往往不能得到稳定可靠的时差结果。对于数字声波测井而言,单个接收器的波形质量良好,针对这一现象,本文通过利用改进的探测首波波至的方法获得高精度的时差。将该方法应用到现场实例数据中,结果表明该方法有效的提高了地层首波时差的精度,清晰的刻画了薄互层特性。并且该方法基本不需要人工干预,在大部分情况下可以得到稳定可靠的结果。     

基于傅里叶变换的强度调制型光谱偏振分析仪

为了获得更高精度的目标光谱偏振特性,结合现有的标准探测器技术与偏振探测技术原理,研制了一种光谱偏振分析仪。采用连续等角度间隔旋转检偏器对目标信号进行强度调制,通过傅里叶级数算法能够显著降低检偏器定位误差引起的偏振度测量不确定度。利用优化设计的测量主光路和大动态范围线性优良的标准陷阱探测器,保证了偏振度测量精度。利用可更换窄带滤光片实现了光谱偏振度测量。经实验验证,在0.1~0.99偏振度的范围内,光谱偏振分析仪的测量不确定度为0.15%。     

成像角膜曲率计的光学设计

为了提高角膜曲率计的测量精度,借助于现代光电子技术,设计了一款高精度的成像角膜曲率计.系统包括环形物、一次成像系统、角膜、二次成像系统和CCD探测器.首先在ZEMAX软件中,设计了成像角膜曲率计的一次成像系统和二次成像系统,分别对两个成像系统进行优化设计;然后通过半透半反镜组将一次成像系统和二次成像系统拼接,组成成像角膜曲率计的光学系统,并对其进行整体的优化设计.最后,利用TracePro对所得的环形像进行模拟和分析.结果表明:所设计的成像角膜曲率计的测量范围约为30~60D(对应角膜曲率半径5.5~11 mm),测量精度在角膜曲率半径7.8 mm时达到0.072D.     

极端条件两相界面流与反应流机理、模型与算法研究进展

清华大学喷雾燃烧与推进实验室长期专注于极高速、强可压和高瞬变等极端条件下的两相流和反应流前沿科学问题,并致力于应用基础研究成果解决航空航天动力与推进系统的关键技术难题。综述了实验室近些年在极端条件下两相流动和含化学反应流动物理机理、数理模型与数值算法等方面的研究进展。首先,介绍了实验室发展的耦合高瞬变相变过程的强可压缩气液两相界面流的数理模型和高精度数值方法,以及针对激波受气液（曲）界面约束情况下,描述非定常激波透射/反射（如波角、波强等物理量关系）的激波动力学分析方法。其次,基于上述模型、算法与分析方法,实验室研究了激波液滴相互作用、高速液滴撞击壁面等一系列问题,解析了上述高瞬变过程中复杂波系与界面的时空演化过程。以被激波或壁面冲击的液滴内流体空化初生为例,揭示了曲界面汇聚膨胀波诱导流体空化的机理,推导了预测空化初生位置的理论公式。最后,介绍了面向发动机燃烧室内的强可压缩两相喷雾反应流动,实验室开发了基于Euler-Lagrange框架的高性能数值仿真软件TURFsim,并成功用于真实复杂几何结构的航空发动机燃烧室和超声速燃烧室的数值模拟。以典型的超声速混合层流动数值模拟为例,总结了斜激波增强混合层混合特性的规律及其物理机理,获得了极限条件火核生成及火焰的传播模式与机理,详细分析了液雾弥散与蒸发、小激波和局部爆震波的时空演化特性,提出使用"第三Damk?hler数Da_Ⅲ"定量表征燃烧模式,应用该无量纲参数成功进行了局部准等容燃烧过程的辨识与演化分析。上述研究结果对于航空航天发动机燃烧室复杂物理过程的理解及工程设计具有重要价值。