基于梯度的数字体图像相关方法测量物体内部变形

数字体图像相关方法通过分析两幅以体素为单位的三维体图像获得物体内部的三维变形信息.在利用数字体图像相关方法测量物体内部变形的过程中,整体素的位移场可以通过简单的空域搜索获得,因此如何计算亚体素位移是提高该方法位移测量精度的关键.介绍了一种基于空间灰度梯度的亚体素位移测量算法,并用计算机模拟生成的可精确控制位移的三维散斑...     

起落架落震试验机轮瞬态冲击转速的测试方法

飞机起落架落震试验中,机轮触台时的瞬态转速变化的测试数据对起落架安全设计和强度研究有着重要的意义.本文针对机轮在高速旋转冲击下,震动强烈并且瞬态转速变化范围大的特点,设计了非接触式机轮转速测试系统.采用M/T转速测量方法,实现了机轮在触台全过程中瞬态转速的准确测量.     

1200℃高温环境下部件受热前表面应变的光学测量

在大气层内飞行的高超声速飞行器外表面因气动加热处于极为恶劣的高温环境中.而气动热模拟试验中,飞行器部件受热前表面在高温环境下的变形测量非常重要且十分困难.通过建立水冷式高超声速飞行器部件受热前表面应变测量系统,结合数字图像相关方法,实现了有氧环境下耐高温Al_2O_3陶瓷材料受热前表面温度高至1 200℃的应变测量.为了验证试验结果的正确性,与Hillman给出的Al_2O_3材料热膨胀系数-温度关系式进行了对比,具有良好的吻合性.所建立的1 200℃高温应变测试系统及氧化环境下部件受热前表面应变测试方法,为高超声速飞行器受热部件的热强度分析及安全可靠性设计提供了非常重要的试验测试手段.     

非线性热环境下高温合金蜂窝板隔热性能研究

金属蜂窝板结构在高温热环境下的隔热特性是高速飞行器热防护设计的重要参数. 使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统, 对高温合金蜂窝平板结构在高达800℃的非线性热环境下的隔热性能进行实验研究, 获得了蜂窝板结构的瞬态和稳态传热特性以及在多种不同温度下金蜂窝平板结构隔热效果的实验数据. 在考虑结构内部蜂窝芯壁面间辐射、金属结构的传热以及蜂窝腔内空气传热的多重热交换条件下, 采用三维有限元计算方法对蜂窝板的隔热特性进行了数值模拟, 计算结果和试验结果的吻合性良好, 验证了数值模拟方法的可信性和有效性, 并为数值模拟方法能够在一定程度上较好地替代价格昂贵的气动热模拟试验打下了基础. 讨论了在复杂非线性高温环境下金属蜂窝板隔热效率的变化, 加热面温度的升降速度与隔热效率的关联性以及金属蜂窝板表面发射率的选取等问题, 对高速飞行器金属蜂窝结构的热防护研究具有重要的参考价值.     

高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究

远程高速飞行器飞行速度快, 滞空时间长, 飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动, 由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化, 从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合, 在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境, 并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式, 实现了高达800℃~900℃的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试, 其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.     

数字体图像相关方法中基于迭代最小二乘法的物体内部变形测量

本文提出一种基于迭代最小二乘法的亚体素位移测量算法.该算法模型结合了符合实际情况的线性灰度变化模型和线性位移映射函数,采用仅需变形后体图像一阶灰度梯度的迭代最小二乘法计算亚体素位移和位移梯度.由于该算法采用的模型符合实际情况,因而具有更高的位移测量精度和更广泛的适用性.此外,由于仅需变形后体图像的一阶灰度梯度,无需计算...     

卫星太阳能帆板振动抑制研究

太阳能帆板是给航天器提供能源的重要装置，以压电陶瓷为做动器的智能结构可以有效地抑制卫星太阳能帆板在太空中的振动。基于Hamilton变分原理，推导得到含多个压电陶瓷片的太阳能帆板模型的振动方程。制作了太阳能帆板振动主动控制实验系统，并对太阳能帆板模型进行振动主动控制实验。实验结果表明该控制系统可大幅度降低卫星太阳能帆板的振动，延长其使用寿命。     

三维数字图像测量系统稳定性的实验研究

基于双目立体视觉原理的三维数字图像相关方法已被广泛应用于平面或曲面物体的表面形貌和三维变形测量。然而因相机自热、环境温度变化等内外部因素的影响,同一三维数字图像相关测量系统在不同时间,其内部参数会不可避免地发生微小改变,从而或多或少地引起额外的形貌和变形测量误差。为获得高精度的测量结果,需对由相机自热或环境温度变化引起的变形测量误差进行表征,并采用措施予以减小或消除此类误差。本文以石英玻璃平板为研究对象,利用三维数字图像相关测量系统对其位移和应变分布进行了连续5小时的测量,分析了测量结果随相机温度变化的关系曲线。研究结果显示,本文所用相机通电后其机壳温度一般约上升8~10℃甚至更高,所搭建的三维数字图像相关测量系统因相机温度变化所引起的应变测量误差在50~200με(约15~21με/℃)之间。本文还给出了相应建议来减小和消除相机或环境温度变化对三维变形测量的影响。     

铝-镁合金5A06在瞬态热冲击条件下的力学性能研究

通过热强度试验,测试并确定航空航天材料在复杂高速热冲击条件下的强度极限等关键参数,对于航空航天材料和结构的可靠性评定、寿命预测以及高速飞行器的安全设计具有重要的意义。针对强度设计手册中没有航空航天材料在高速热冲击环境下的强度极限等表征参数的现状,使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对铝-镁合金材料5A06在多种不同的瞬态热冲击条件下,进行气动加热模拟与热载联合试验研究,得到在瞬态热、力学环境的共同作用下铝-镁合金5A06材料的强度极限、承载时间等力学性能变化状况。为研究分析航空航天材料和结构在高速热冲击环境下的承载能力和结构减重提供了可靠依据。     

使用焦散线法与光弹法测定三维裂纹混合型应力强度因子

本文介绍了将焦散线法与应力冻结，“解冻”技术相结合，使焦散线法用于测量三维体内部裂纹前缘应力强度因子的实验方法，并针对复杂应力状态下三维裂纹前缘的不同应变奇异场，合理地综合运用焦散线法与三维光弹法，实际测量与分离了三维裂纹前缘混合型应力强度因子。