低速风洞进气道试验柱形分布式引射器优化设计

为适应低速风洞发动机进气道试验的大流量模拟的迫切需要，介绍了适用于4 m量级低速风洞的柱形分布式引射器的设计方案。通过ANSYS-CFX软件采用有限体积法对引射器内流场进行了数值模拟,重点优化了引射器的引射面积比、离散的喷嘴分布方式和喷嘴出口设计点总压、马赫数等参数。综合考虑引射器在风洞中的使用条件限制和吸入流量技术指标要求,完成了引射器设计。优化后的引射器方案解决了小体积、大吸入流量需求之间的矛盾。在FL-14风洞的验证试验表明,优化后引射器的最大吸入流量达到9.07 kg/s,满足4 m量级低速风洞进气道试验大流量模拟需求。     

优势战斗机发动机最大状态控制规律的研究

对发动机最大状态进行了约束分析,提出了全范围性能寻优算法。通过改进设计点高压物理转速和节流比的配置,以及“冷超转”和“燃气储备利用”技术的采用,大大提高了发动机高空高速的推力特性。     

顾及不确定性的多光谱遥感图像分类及其不确定性度量和表达

针对传统遥感图像分类方法缺乏考虑空间自相关性、分类模糊性以及分类误差的空间表达的缺点，采用顾及空间数据的空间自相关性和分类模糊性的邻域EM算法进行多光谱遥感图像分类。构建了四个不确定性度量指标一模糊隶属度残差、相对模糊隶属度最大离差、模糊隶属度熵和相对模糊隶属度熵对其分类的不确定性进行度量和可视化表达，克服了采用误差矩阵和Kappa系数进行传统遥感图像分类精度评价缺乏空间信息分布的不足。     

“月船1号”英年早逝

2008年8月29日1时30分,运行在月球上空200千米的印度“月船1号”突然与地面站失去了无线电联系,此后,印度空间组织的科学家多次尝试与这颗月球探测器重新建立联系,但所有的努力都宣告失败,最终不得不提前放弃这颗让印度人自豪的月球探测器。     

基于蒙特卡罗法的飞机结冰后动力学特性分析

综合考虑随机性和不确定性构建了蒙特卡罗飞行仿真实验系统,探讨了蒙特卡罗飞行仿真实验的具体步骤;建立了结冰条件下基于四元数法的飞机本体六自由度运动方程;研究了结冰后人-机-环系统的动态响应,对直观反映结冰后运动状态的飞行参数进行了分析;基于相对速度和迎角超限构建了飞行风险发生的判定条件;量化研究了一维飞参极值样本的统计分布特性,结果表明二组极值样本的峰度系数均大于3,说明二组极值样本均有比正态分布更长的尾部,验证了相对速度极值和迎角极值均具有厚尾分布的特征。     

飞机在飞艇时代的逆袭——飞行简史(叁)

1909年,气球经过了126年的漫长发展,终于由德国人齐柏林研制的硬式飞艇开始了定期客运。而诞生于1903年的飞机,却快速地发展,仅仅在11年后,第一次固定翼航空器的定期商业客运便在美国开始了。快速发展的飞机,以新生代的精巧与迅捷,重重冲击了庞大飞艇对于天空的独霸。在飞艇的黄金时代,飞机开始了逆袭之路。这一时期的飞艇,气囊是由牛肠皮膜做成的,即在两层棉织物中间夹一层牛肠皮膜,一艘飞艇要用上万头牛的肠皮膜。     

天顶3SL火箭发射商业通信卫星失败分析

一、发射失败事件回顾 2013年2月1日,海射公司使用"天顶"3SL运载火箭发射"国际通信卫星"27失败.发射过程为: 1.世界标准时间2013年2月1日6时55分59秒,"天顶"3SL火箭从"奥德赛"海上平台点火发射;发射前火箭按程序进行测试,所有系统及发射状态符合要求; 2.火箭飞行11.4秒时,箭上飞行控制系统探测到"天顶"3SL箭体的滚转超出预先设定的界限值,火箭随即自动做出响应,启动箭上推力终止程序;     

管道对进气道动态总压测量影响修正方法

进气道实验需要测量进气道出口截面的动态总压,当动态压力传感器与测点之间存在管道时,动态总压测量值与真值之间存在较大误差,进而会影响进气道出口截面湍流度的测量精度。通过在中国空气动力研究与发展中心涡轮动力模拟器校准箱的实验,系统地研究了管道对动态总压和湍流度测量的影响。实验结果表明:管道对动态总压和湍流度测量的影响非常严重,动态总压脉动量频域值可被放大10倍以上,湍流度可以放大2.8倍以上。基于修正耗散模型,通过实验结果对修正耗散模型进行了标定,并提出了动态总压管道影响修正方法,修正方法能够有效减小管道所引起的测量误差。      

牵引车主动防碰撞预警及驾驶员疲劳检测系统的设计与应用

本文介绍了南航创新开发的牵引车主动防碰撞管理系统及驾驶人员疲劳检测系统.牵引车主动防碰撞预警管理系统针对牵引车外形和安全运行需求,融合了全景拼接、远距超声波测距、视觉和毫米波雷达传感器等关键技术,实现牵引车防碰撞智能预警及驾驶员驾驶提醒,有效降低事故发生率,提高安全性.