机体/推进一体化飞行器动导数频域计算方法

运用Etkin非定常气动力模型,将谐波平衡法应用于复杂外形动导数辨识。计算结果表明:谐波平衡法和时域方法的动导数辨识结果一致,与实验值吻合,验证了程序的正确性和谐波平衡法的可靠性。采用谐波平衡法对类X-51高超声速机体/推进一体化飞行器WR-A进行动导数辨识,并与时域方法的计算结果比较,考察了该方法在复杂外形下数值模拟非定常流动和动导数辨识的能力。实验结果表明:对于WR-A这种复杂外形飞行器,谐波平衡法也能在保证精度的同时具有较高的计算效率。     

二次流引射对保形非对称喷管性能的影响

发动机与飞机后体结构设计合理与否直接影响发动机的部件匹配和性能。利用三维雷诺平均N-S方程和k-ωSST湍流模型对飞翼布局无人机保形非对称喷管在典型飞行状态下开展了内外流流场特性的数值分析,获得了后体尾喷管推力性能和三维流动特征随二次流压力比的变化趋势。结果表明:发动机喷管落压比条件一定的前提下,通过合理优化二次流通道、增大二次流压力比,可以有效改善后体/喷管主流流场特性;当二次流与主流的流量比在0. 2%～1. 86%内时,后体尾喷管轴向推力系数的变化幅度大约为3%,在一定程度上能够减弱发动机主流的过膨胀程度,减小发动机推力损失,无人机后体尾喷管性能得到显著提高。     

高超声速巡航导弹武器防御

本文在研究国外高超声速巡航导弹武器装备发展现状基础上,探索高超声速巡航导弹武器装备作战运用,并从构建全球化目标预警探测及拦截体系、组织运用天空地一体化通信网络、多源预警探测信息协同控制融合、分段拦截以及高速大机动拦截器等方面,对高超声速巡航导弹武器装备防御策略进行了研究。     

火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机概念研究

临近空间高超声速飞行器近年来获得了广泛关注,本文提出一种以基于火箭发动机和双燃烧室冲压发动机的多模态火箭-双燃烧室冲压组合循环发动机作为飞行器的动力系统,并进行了性能分析研究。该飞行器在海拔10 km左右高度以0.8马赫的速度投放,在重力和发动机推力的联合作用下,能够在海拔5～8 km处加速到2马赫;然后加速爬升进入临近空间,发动机工作在引射亚燃或者双燃烧室亚燃模态下。可以根据实际选择高推重比、较低推进剂比冲效率的引射亚燃模态,或是较低推重比、高推进剂比冲效率的双燃烧室亚燃模态。最终飞行器加速到6马赫(26 km),进入双燃室超燃模态。针对空中发射模式和地面发射模式进行了轨道优化,仿真结果表明:在加速爬升到6马赫(26 km)的过程中,空中发射模式相比较地面发射模式可以节省37%的推进剂;空中发射模式存在一个负的最优初始飞行角度使得剩余质量与初始质量的比值达到最大。     

焊缝缺陷三维成像及亚像素定量方法研究

为实现工业设备中焊缝结构内部缺陷准确地定量分析,针对构造缺陷三维重构模型时缺陷图谱的过分割和欠分割导致定量分析不够精确的问题,提出了一种基于图谱颜色分割的新算法。利用该算法处理缺陷切片并进行三维重构获取其长度,应用Canny算子与三次样条插值法结合获取缺陷亚像素边缘,基于缺陷区域连通标记算法和累加法可获取缺陷面积和体积的方法。研究结果表明：与实际数据对比,未焊透、未熔合、夹渣缺陷重构的长度误差分别为8.18%、5%、9.62%,基于此对分割缺陷的亚像素边缘内连通域进行标记以准确地获取其面积及体积。该方法能够在不破坏焊缝结构的情况下即时获取焊缝内部缺陷的形貌并对其进行精准且全面的定量分析。     

基于NSGA-II算法的三维多目标航迹规划

针对现有民航航迹规划模型忽视飞行高度影响,规划目标单一等问题,提出了考虑高度维的三维多目标规划模型。采用栅格法构建包含地表特征、山峰、"三区"和危险天气的规划环境,综合考虑经济效益和安全效益,提出以航程最短、航迹离散系数最小、角度改变量最小和转弯点个数最少为规划目标,引入飞机机动特性约束和民航飞行规则约束,并利用NSGA-Ⅱ算法完成模型求解。最后进行实例分析并与三维A~*算法比较,结果表明该模型效果良好、应用性强,能得到多组具有不同属性的可行航迹。     

基于SOLIDWORKS的手枪三维造型与虚拟装配

介绍了应用三维机械CAD软件SolidWorks绘制手枪的三维实体模型及其各个零部件的主要方法与步骤;根据参数化和特征建模技术建立了该手枪主要零部件的参数化模型,最后通过虚拟装配技术生成了该手枪的分解模拟爆炸图以及AVI影像。