战斗机国际市场展望

最新的美国《空军杂志》认为,世界各国空军(不包括中国,下同)预计在未来十年购买超过3000架战斗机,销售额将达到数十亿美元。美国的F-35很可能主宰其中后几年的销售市场,然而在此之前,世界战斗机制造商之间的竞争仍然极为激烈。     

置氢处理对TC4钛合金流变行为的影响

应用材料试验机及霍普金森压杆装置(SHPB)对切削用置氢TC4钛合金进行了静态和动态压缩实验,获得了不同温度和应变率下的应力-应变曲线。实验中应变率范围为0.001～15000s-1,温度范围为293～973K。分析比较了合金流变应力对温度及应变率的敏感性。结果表明,置氢TC4钛合金具有较强的热软化效应,而应变率强化效应则相对较弱。随氢含量的增加,流变应力呈现先减小后增大的规律,氢含量0.3%时,最大降幅达25%。根据流变应力的变化规律及相关切削理论,对实验中切削力及切削温度的变化情况进行了分析。最后基于Johnson-Cook本构模型,拟合了模型中的参数,其预测值与实验结果吻合较好。     

两型武装直升机雷达散射特性计算

基于物理光学法和等效电磁流法,建立了一套适合于武装直升机的雷达散射特性分析方法,并编制了相应程序。首先采用尖锥—圆柱体算例对该方法进行有效性验证,然后着重对某两型武装直升机进行了雷达散射特性仿真,分别给出了沿方位角、俯仰角和滚转角三个方向的RCS计算结果,并通过图表对比分析了RCS变化规律,获得了一些有指导意义的结论。     

TDI CCD遥感卫星对其他卫星成像的可行性分析

对配置TDI CCD全色相机的光学成像卫星拍摄其他卫星的可行性进行了分析。给出了昴宿星拍摄对Envisat卫星的成像过程。讨论了拍摄卫星和目标卫星的交会方位、距离、速度和光照条件等因素的限制影响。仿真了一轨道高度1 200km光学卫星对美国NROL-66卫星拍摄1年内的交会。研究对TDDI CCD遥感卫星拍摄其他卫星有一定的参考作用。     

管道内流动力学修正耗散模型

基于二维流体动力学方程组,根据管道内流动力学相关特性以及管道输入端流场边界条件,提出了修正耗散模型。相对于耗散模型,修正耗散模型考虑了管道输入端流场的影响,能够更精确地描述风洞试验中管道效应对动态压力测量的影响。FL-14风洞动态压力试验也表明:管道间接测量的动态压力结果经过修正耗散模型进行修正后,能够大幅度减少管道效应所带来的误差。在一定试验条件下,耗散模型修正结果的相对误差高达534%,而修正耗散模型修正结果的相对误差只有66%。      

基于单幅立式标靶图像的单目深度信息提取

针对在智能车中车载单目视觉系统已经检测到路面障碍物的情况下,计算障碍物相对于本车的距离问题,提出了一种仅利用单幅标靶图像且无需相机内部参数的图像深度信息提取方法．该方法利用一种放置于相机前方的立式标靶,建立图像纵坐标像素与实际成像角度之间的映射关系,结合投影几何模型实现实时深度信息的提取．依据立式标靶图像的特点,设计了包括标靶图像感兴趣区设置、模板匹配、候选点聚类、筛选及精确定位等处理的亚像素级角点检测及定位算法．实验结果显示,该方法具有较高的测量精度及实时性．相对于在路面摆放参照物的方法,该方法无需大标定场地且规避了数据拟合引起的误差．同时该方法标定只需一幅图像,过程简单,便于实际应用．      

航天器总装技术状态的数字化管理方法

针对航天器研制过程总装技术状态的结构化刻画、比对以及传递需求,提出一种航天器总装技术状态的结构化表达、统计、管理与应用方法,该方法针对产品设计、工艺设计和工艺实施人员的技术状态协同控制需求,分别定义总装设计（ADC）、总装工艺（APDC）以及总装实做（AIC）等3种技术状态控制视图,以数字样机作为数据集成管理框架,结合基于活动内容模板的工艺设计方法,实现总装工艺技术状态的设置与管理,最终实现总装全过程技术状态数据的精确控制。此外,通过基于工艺数字样机的总装技术状态比对,实现了一种与总装工艺设计及实施过程紧密结合的技术状态视图应用方法。将其应用到卫星设备总装技术状态的控制过程中,证明了该方法对技术状态控制的有益作用。     

磁场辅助激光熔覆铝基金属玻璃覆层

为提高铝合金的表面性能,采用磁场辅助激光熔覆的方法在5083铝合金表面制备了Al-Ni-Y-Co-La五元金属玻璃熔覆层,并对其进行组织成分及性能分析。实验结果表明：熔覆层主要由非晶相、α-Al相以及Al₄NiY等金属间化合物组成,旋转磁场的搅拌作用使熔覆层非晶相含量由10.2%提高到30.7%,且能够有效抑制多道搭接和多层堆积过程中重熔区晶粒的生长,细化了熔覆层晶粒组织,降低了残余应力,提高了显微硬度及韧性,使其平均显微硬度从278 HV_0.1提高至335 HV_0.1,且波动较小,平均抗拉强度为303 MPa,为基体拉伸件的110.2%,平均伸长率为6.79%,为基体的33.1%。     

飞轮螺纹连接预紧力矩设计及应用

本文开展了飞轮螺纹连接预紧力矩设计,优化了预紧力理论计算系数。分别按紧固件和被连接件计算预紧力,取两者中的较小值,计算最小拧紧力矩。并通过飞轮产品装配实测验证,最大误差不超过13%,避免了按以往标准确定的预紧力矩过大的潜在风险。联合厌氧胶防松,可以为我所飞轮产品紧固连接提供技术支撑。     

考虑进口非均匀的喷管设计及冷流条件下的性能研究

超燃冲压发动机尾喷管与燃烧室直接相连,由于没有几何喉道和收缩段的整流作用,实际工作过程中尾喷管的进口气流是非均匀的,因而有必要研究非均匀进口条件下的尾喷管设计方法。以超燃冲压发动机尾喷管非均匀进口马赫数分布为条件,采用有旋特征线设计了超燃冲压发动机非对称尾喷管的等熵膨胀型线。利用数值模拟和试验相结合的方法研究了冷流条件下喷管的气动性能。结果表明,在相同的进口条件下,相对于假定进口马赫数均匀分布设计得到的喷管,考虑进口马赫数非均匀分布设计的喷管推力增加0.6%~2.0%,负升力降低可达82.0%,俯仰力矩增加8.6%~13.0%,这说明在喷管的设计过程中考虑进口参数分布的非均匀性是有必要的。