再生冷却推力室准二维传热数值计算

为了提高液体火箭发动机传热计算精度,建立了再生冷却推力室准二维传热计算的通用方法。冷却通道内考虑了冷却剂层间导热导致的温度分层效应,燃气侧对流换热既可采用传统Bartz公式,又可直接求解边界层控制方程得到热流密度,最终基于MATLAB开发完成了通用的再生冷却推力室准二维传热程序。利用该程序对某氢氧发动机进行了传热计算,并与一维传热程序和三维CFD传热计算结果进行了对比,结果表明：准二维传热计算方法可以计算出冷却通道内温度分层情况,冷却剂温升、流阻计算值与热试数据吻合较好,误差在10%以内,优于一维传热结果,验证了计算方法的有效性;直接求解边界层控制方程得到的热流密度与三维计算结果吻合较好;准二维传热计算时间短,效率高。     

宽马赫赫数固冲二元进气道设计与研究

针对宽马赫数固体火箭冲压发动机用二元进气道设计开展研究,提出了一种从低维到高维的逐步优化设计方法,即首先经过若于合理假设建立一维计算模型,利用遗传算法得到一个以总压恢复系数最大为目标的一维优化结果;在二维和三维设计中,选取关键影响因素进行详细分析以不断改善一维优化结果.最终给出一套完整、高效的亚燃冲压二元进气道设计方法.设计过程验证了一维计算模型和关键影响因素选取的合理性,给出了进气道性能随这些关键影响因素的变化规律.     

宽马赫数固冲二元进气道设计与研究

针对宽马赫数固体火箭冲压发动机用二元进气道设计开展研究,提出了一种从低 维到高维的逐步优化设计方法,即首先经过若干合理假设建立一维计算模型,利用遗传算法 得到一个以总压恢复系数最大为目标的一维优化结果;在二维和三维设计中,选取关键影响 因素进行详细分析以不断改善一维优化结果。最终给出一套完整、高效的亚燃冲压二元进气 道设计方法。设计过程验证了一维计算模型和关键影响因素选取的合理性,给出了进气道性 能随这些关键影响因素的变化规律。     

可靠性工程中某些无穷积分的计算方法

对可靠性工程中的某些一维及二维无穷积分，本文给出了一种既能节省计算量又能控制计算精度的计算方法，并用可靠性工程中的大量实际问题予以说明。     

单帧数字图像分辨率改善的频域正则化方法

现有多帧序列频域分辨率改善方法主要基于柯西-高斯先验模型,对单帧图像处理效果不理想.在分析频谱混叠公式的基础上,研究了单帧图像分辨率改善的频域方法.提出了基于柯西-高斯先验模型的正则化方法,由于柯西-高斯先验模型具有较好的信号稀疏表示能力,因此能有效地改善图像的分辨率.设计了迭代求解算法,给出了迭代初值的稳健算法,并将二维计算问题转化为一维计算问题,实现了方法的快速计算,同时大大地减少了存储量.文中给出了一维信号和遥感图像两个算例,计算结果表明,方法可以有效地改善图像的分辨率.     

基于像素抽样的快速互相关图像匹配算法

在不同大小的实时图像(假定为小)和基准图像(假定为大)的匹配算法中，最常用的方法是互相关匹配算法，但如果对每个点都计算二维相关函数则计算量非常大。文章提出对图像的匹配采用粗、精两步快速匹配的方法：首先将实时图像每一列灰度值相加，形成一个一维信号，用此一维信号到基准图生成的一维信号中用一维相关函数进行粗匹配，实现降维和提高速度的目的。然后将相关函数值中较大的一些点作为备选点，在原图中利用这些不多的备选点计算二维相关函数，相关函数值最大的点即为最佳匹配点，实现精匹配。在一维匹配中采用隔4列、隔3行取一个点的像素抽样方法以提高粗匹配速度。实验结果表明了文章算法的快速性和准确性。     

一种面向二维观测模型的压缩感知重构算法

针对目前二维信号压缩感知重构时,常采用的一维化手段效率低、重构性能有待提高等缺陷,基于二维观测模型,提出一种新的压缩感知重构方法,并证明了其有效性。算法通过两个独立感知矩阵对二维信号的行列同时进行压缩感知,并考察信号的整体重构,缓解了传统算法引入的重构人为效应以及问题规模扩张带来的重构压力。理论分析和实验表明,新算法成功重构概率、重构信噪比等性能优于现有典型二维信号重构方法,且其运算复杂度较之一维化方法有所降低。     

圆柱形弹体隐身材料电磁色散特性研究

采用坐标变换方法对二维圆柱形弹体隐身材料进行了分析,得到了二维圆柱形隐身弹体隐身材料的电磁色散方程.计算结果表明,二维圆柱形弹体隐身材料对电磁波具有良好的散射特性.     

一种十字阵列模型下的新型测向算法

为提高精确制导的实时性,实现空间谱测向,提出了一种新型的正交传播算子算法(propagator method,PM)。该算法基于十字型阵列模型,引入了噪声子空间的投影算子构造伪谱,并采用一维谱峰搜索实现二维测向。与利用二维谱峰搜索测向的二维PM算法相比,该算法大大减少了计算量,降低了计算复杂度,可实现多目标信号测向,解决了二维角度的配对问题,也可有效估计出相同方位角(或仰角)的目标。该算法可广泛应用在雷达测向、导引头测向及跟踪等。     

基于多级维纳滤波器的二维测向算法及DSP实现

为了对辐射源目标进行精确定位,需要对来波信号进行二维到达角估计。将一维MUSIC算法推广到空间阵列可以对辐射源进行二维高精度测向,但由于其需要估计接收数据的协方差矩阵和进行特征分解,因而计算量较大。为了降低MUSIC算法特征分解的计算量,提出一种基于多级维纳滤波器的子空间分解算法,通过多级维纳滤波器的前向递推估计信号子空间和噪声子空间,获得噪声子空间后采用MUSIC算法实现波达方向的估计,该算法不需要估计协方差矩阵和特征分解。应用于空间阵列的二维DOA估计中进行计算机仿真和DSP实现,仿真结果表明该方法有效地降低了计算量、节省了计算时间,且达到了MUSIC算法的估计性能。     

单帧数字图像分辨率改善的频域正则化方法

现有多帧序列频域分辨率改善方法主要基于柯西-高斯先验模型，对单帧图像处理效果不理想。在分析频谱混叠公式的基础上，研究了单帧图像分辨率改善的频域方法。提出了基于柯西-高斯先验模型的正则化方法，由于柯西-高斯先验模型具有较好的信号稀疏表示能力，因此能有效地改善图像的分辨率。设计了迭代求解算法，给出了迭代初值的稳健算法，并将二维计算问题转化为一维计算问题，实现了方法的快速计算，同时大大地减少了存储量。文中给出了一维信号和遥感图像两个算例，计算结果表明，方法可以有效地改善图像的分辨率。     

引射冷却系统设计与数值模拟

采用复合可压流法和考虑粘性影响的一维流法设计了满足最大次流流量的引射喷管冷却结构,并采用Delphi语言开发了具有友好人机界面的设计应用软件,对引射喷管抽吸特性规律进行了研究,利用Fluent商用软件进行了设计引射喷管结构的数值模拟,验证了计算方法的有效性.     

超燃冲压发动机全流道反应流场仿真分析

采用计算流体力学方法开展了超燃冲压发动机流场二维及三维数值仿真,获得了发动机流场结构及流动细节.探讨了二维简化计算的适用性及不足.通过对发动机各部件受力的分析,得到了发动机初步性能,并就支板及凹腔的减阻设计提供了一些参考.     

基于等效介质理论的电磁晶体带隙分析

根据等效介质理论的基本原理和一维电磁晶体的矩量法分析模型,将二维方格子电磁晶体等效为一维结构,用等效介电常数求解公式求解不同周期波长比和填充率的等效介电常数,由一维电磁晶体的矩量法分析模型求解二维电磁晶体的带隙结构。分析结果表明：该等效模型适于分析小填充率的二维方柱电磁晶体。     

膜冷却推力室传热计算研究

介绍了推力室液膜冷却机理,并对膜冷却相关研究进行了综述,在总结已有研究成果的基础上建立了一套液膜冷却推力室传热计算模型,采用该模型对某液膜冷却推力室进行了传热计算,地面试车测量值与壁温计算值基本一致。     

提高相位干涉仪测角精度新方法

为进一步提高传统相位干涉仪测角精度,提出一种利用所有基线信息的新测角方法.在给出该测角方法的基础上,分析了该方法的测角精度.理论分析表明该方法测角精度优于传统方法,可适用于一维和二维线阵,且不改变现有阵列的布阵形式,算法计算量小.仿真结果验证了理论分析的正确性,且在低信噪比情况下,该方法测角性能提高更加明显.     

基于高分辨率二维雷达图像的特征提取与目标识别

分析了雷达目标散射信号特征,在此基础上,根据雷达图像的特点,将二维雷达灰度图转化为一维列向量(即把二维数据排成一维序列);然后,采用AR模型进行图像分析,利用所得到的参数通过线性规划,进行特征的提取、建库与目标识别。最后,分析了不同雷达散射信号与建库、识别的关系。     

姿控用再生冷却推力室传热特性研究

对采用MON-25／MMH推进剂的姿控用再生冷却推力室的传热特性进行了研究。首先使用二维传热计算程序,对推力室壁及再生冷却剂MMH的传热特性进行了初步评估,然后运用CFD软件对该问题进行了三维数值模拟,最后将两种方法的计算结果与常温300K和低温243K入口条件下的MON-25／MMH再生冷却推力室热试车状态进行对比,发现三者基本一致。     

吸气式高超声速飞行器动力学特性分析

吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表面的气动力,利用二维流场中的牛顿激波理论计算飞行器前体下表面的气动力,采用一维定常流模拟发动机内部工作流场,膨胀波理论计算飞行器后体气动力的吸气式高超声速飞行器整体气动分析方法。仿真分析验证了本方法的可行性和正确性。     

燃烧室缝槽气膜冷却方案研究

针对超音速飞行器冲压发动机高马赫数、长航时的特点,结合工程计算方法和设计思想,建立了燃烧室缝槽气膜冷却过程一维计算模型,详细研究了各主要因素对气膜冷却效果的影响,并给出了某型冲压发动机高温燃烧室缝槽气膜冷却结构参考设计方案。结果表明,通过改善结构布局,合理分配缝隙冷气流量,可以有效地提高气膜冷却效果、降低壁温,适应高温燃气参数分布对隔热屏的热防护要求。