2GHz～18GHz一分四频分器的设计

文章通过分析研究实现于悬置基片带状线(SSS)的广义切比雪夫型微波低通、高通滤波器的设计,将SSS微波低通、高通滤波器分别缩简,然后并接优化之,制成了集成一体的SSS结构微波频分器,并给出了2 GHz～18 GHz一分四频分器的实验结果。     

基于特征空间变换的运载火箭Pogo模型降阶方法

针对运载火箭Pogo状态空间模型存在维数高和奇异性的问题,开展了Pogo模型的降阶方法研究。基于特征空间变换理论,导出了一般形式的Pogo状态空间模型的解耦形式。该形式与推进系统和结构系统的模态频率相对应,从而通过模态截断或保留感兴趣的模态实现有效的模型降阶。同时,还给出了降阶方法的实数运算公式。在两种不同型号推进系统的火箭Pogo问题中进行了仿真校验。结果表明所提出的降阶方法对奇异和非奇异Pogo状态空间模型都能给出正确的降阶模型,显著地提高计算效率,具有很好的通用性,为Pogo时域仿真和主动抑制提供了合适的模型。     

高压涡轮转子叶片内部气流组织方式研究

为了获得涡轮转子叶片内部冷却结构的冷却性能,采用气热耦合计算的方法分析了在相同冷气总量条件下3种不同的气流组织方式对叶片冷却效果的影响,并选择其中相对优化的冷却结构进行了转速对进气压力和综合冷却效率的影响研究。结果表明,B型结构叶片气流组织较为合理,表面温度较为均匀,整体冷却效率得到有效提高;哥氏力和离心浮升力的存在导致冷却气流发生相应偏转,前缘滞止线随转速增加由压力面向吸力面偏移,同时前缘气膜出流随转速发生变化,随着转速增大,压力面综合冷却效率提高,吸力面综合冷却效率下降。     

大膨胀比跨声速涡轮流动结构及损失的数值研究

为了揭示跨声速大膨胀比涡轮损失的主要特点和两种不同尾缘冷却方式对损失的影响,以典型大膨胀比跨声速涡轮和跨声速叶栅为研究对象开展了数值研究。研究发现大膨胀比跨声速涡轮的主要损失是叶型损失,占到总损失的65%左右,尾缘激波损失是叶型损失的主要来源。尾缘全劈缝冷气入射通过提高尾缘基压区基压来减少尾缘膨胀波对气流的加速程度,从而降低最高马赫数和激波损失,尾缘压力面劈缝冷气入射通过改变叶片尾缘压力面激波波系结构,使原来的一道激波变成两道或者两道以上的弱激波,从而减少激波损失。两种尾缘冷气方式都有利于降低大膨胀比跨声速涡轮激波损失,但压力面劈缝冷气入射方式效果更为明显。     

三维非对称斜劈高速流动计算方法研究

交叉激波是高超声速进气道发展的关键气动问题之一。为实现对此类高速流动的准确数值模拟,基于RANS方程的自研多块结构网格计算软件,对经典三维非对称斜劈构型的斜激波交叉干扰流动特征开展了计算研究。通过对比分析,系统评估了计算网格、湍流模型及高精度格式对空间流场、底板摩擦力流线、压强分布、绝热壁温分布等的影响,获得了适用于三维非对称高速流动问题的网格生成准则和计算策略,同时验证了自研软件的模拟能力。     

基于支持向量机的航空发动机性能衰退指标预测

针对航空发动机性能衰退状态的趋势预测问题,基于非线性支持向量机回归建立了发动机性能衰退指标的预测模型,给出了反映其性能衰退的综合指标。利用该模型对发动机的性能衰退指标进行了预测分析,并与神经网络模型预测结果进行了比较。结果表明:支持向量机回归预测模型能更准确地对发动机的未来状况进行预测。     

BAMO-THF叠氮型热塑性聚氨酯弹性体的合成与表征

为了研究叠氮型热塑性含能粘合剂的合成方法及反应条件对其力学性能的影响,通过熔融预聚二步法合成了以3,3-双(叠氮甲基)环氧丁烷-四氢呋喃共聚醚(BAMO-THF)为软段、异佛尔酮二异氰酸酯(IPDI)及1,4-丁二醇(BDO)为硬段的叠氮型热塑性聚氨酯弹性体(ATPE)。采用傅立叶变换红外光谱(FTIR)对所制备的ATPE的结构进行了表征。通过二正丁胺滴定法确定了最佳的预聚反应时间。研究比较了固化参数R和硬段含量对ATPE力学性能的影响。利用差示扫描量热(DSC)测定了ATPE的玻璃化转变温度,计算了硬段溶于软段的百分数。研究结果表明,所合成的ATPE具有典型的叠氮聚醚聚氨酯特征;确定了预聚反应时间为2 h;当R=1.02时,ATPE的拉伸强度最大,约为4 MPa;硬段含量为40%的ATPE的拉伸强度最大,为3.54 MPa;当硬段含量超过40%以后,硬段溶入软段的百分数小于10%,ATPE体现出良好的微相分离。     

燃烧室声学测量和仿真的误差影响因素分析

动态压力数据对于燃烧室声学特性及燃烧不稳定性的分析具有十分重要的意义,由于测点数量有限,实际工程分析中还需要借助声学仿真补充模态分布及频响曲线等多维信息。某些情况下,主次模态频率间隔较小、主模态幅值不太突出,声学测量和仿真之间的误差会严重影响对实际声模态类型的判断。通过燃气发生器缩尺件声学实验及仿真计算,具体分析了在燃烧室声学特性分析过程中的各种误差源,其中包括测量点位置、来流温度、喷注及测量缩进小腔等。研究表明:声学仿真能够准确得到实际的声学模态频率分布,平均温度引起的频率差异不可忽略,非波腹位置处测量的模态幅值需要考虑测点位置的影响,喷注缩进小腔能使特定模态幅值降低,而测量缩进小腔会导致某阶模态幅值的测量结果偏高。     

可形变人脸模型研究进展综述

正确理解和跟踪人脸是构建能够在复杂人类环境中自主工作的智能机器系统的首要和关键步骤，可形变模型通过统计学习方法给出对象形状的紧凑数学表示，是达成这一目标的重要手段。从机器学习和计算机视觉领域角度，对人脸图像的可形变模型构建这一研究课题的最新研究进展进行了综述。特别地，对其中涉及的关键问题进行了归纳，并建立了一个抽象的统一贝叶斯可形变模型；在此框架下，对标准的点分布模型PDM模型及其最新研究进展进行了回顾、对一些主要的方法进行了介绍、对这些方法优缺点进行了对比分析。     

基于高斯伪谱法的翼伞系统复杂多约束轨迹规划

翼伞系统在实际环境中飞行时易受到风场以及地形环境等复杂干扰的影响,无法精确归航,控制难度较大。针对该问题,提出了一种针对复杂多约束条件的翼伞系统的最优控制轨迹规划方法,可同时实现翼伞系统在复杂环境下逆风对准、精确着陆以及控制量全局最优的控制目标。首先,建立了风场干扰下的翼伞系统模型;然后,通过引入地形环境曲面,将复杂环境转化为实时路径约束,将轨迹着陆偏差以及逆风雀降转化为终端约束,并考虑控制量消耗最小为目标函数,以此将复杂环境下的翼伞系统的轨迹优化转化为一系列非线性的带有复杂约束的最优控制问题;最后,采用高斯伪谱法将多约束最优控制问题转化为易于求解的非线性规划问题。通过设立3组复杂环境仿真实例和实验验证,表明本文方法使翼伞系统在多种较恶劣的复杂环境中有效应对多类约束条件,规划出控制量全局最优的可行轨迹。与已有的混沌粒子群优化算法相比,本文方法具有较好的最优性和较高的精度。