基于模拟退火算法的SAR图像复原

根据吉布斯马尔可夫随机场模型和SAR图像斑点噪声的伽玛分布统计特性，应用模拟退火算法．实现雷达截面的全局优化伪似然估计。本文将新解4选1的方法从极化SAR图像推广到一般SAR图像；提出一个实用有效的图像特征检测法；说明了一阶模型和零阶模型之间的联系．并给出满意的处理结果。     

某航空公司航空安全心理状况调查与分析

自20世纪80年代以，越来越多的企业表现出对“安全心理”的关注，安全心理已经成为一种预防事故的重要方式。在以高科技、高风险为特征的航空运行系统中，安全心理的作用更是倍受重视。航空安全心理援助项目就是在这种环境中诞生的，任心理学和行为科学的基础上，专家为航空人员进行航空心理圳练、人因训练、安全培训及战略性的咨询，以营造一个有效健康的航空安全企业文化，并提供在某种特定状况下的危机干预方案，降低因人因失误引起的航空事故，确保飞行安全。     

三级压缩锥导乘波体设计技术与实验分析

为了充分发挥乘波体布局作为吸气式高超声速飞行器前体的预压缩功能,基于吻切锥原理发展了一种多级压缩乘波体设计方法。通过该设计方法设计得到了三级压缩锥导乘波体。设计状态下的数值模拟结果显示,该乘波体产生的3道锥面激波按照设计预期相交于底部截面上。该三级压缩锥导乘波体的上表面采用膨胀式上表面布局设计并在底部与进气道相连,将进气道唇口取为设计条件下3道锥面激波相交的位置,由此获得了进行风洞实验的三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局。对该型三级压缩锥导乘波体前体/进气道布局开展了数值模拟与高超声速风洞实验的对比校验,在流场波系结构方面得到了相吻合的结果,表明了设计方法的可靠性。     

矩形转圆形进气道马赫5正8°攻角启动性能分析

在马赫5、正8°攻角状态对收缩比为6.9的带楔形前体的矩形转圆形内收缩进气道进行了风洞试验和数值模拟,研究了该进气道无放气及有放气时在风洞中的启动特性。结果表明,无放气状态该进气道在风洞中并不能顺利启动,不启动状态进气道顶板上存在较大分离区,分离激波被推出内压缩段,此时总压恢复仅为0.378,增压比为54.1,出口马赫数为1.48。通过在内压段的顶板上激波附面层相互作用区域放气后,该进气道可在风洞中正常启动。启动后总压恢复为0.558,增压比减小至44.9,出口马赫数为1.84,放气量约为唇口封闭处截面流量的1.2%。以上研究表明,放气可有效改善内收缩进气道的启动性能,启动后放气量较小,总体性能较优。     

高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。     

"火星生物学-2016" 奔向火星

1 项目背景 "火星生物学"是ESA寻找现在或过去生命痕迹的火星探测项目,也是"曙光"(Aurora)计划的旗舰级项目.它不仅将探测火星环境,还将验证ESA未来火星采样返回任务所需的新型技术.该项目共包括两次火星探测任务,都将通过与俄罗斯的合作实施,其中"火星生物学-2016"包括1个轨道器和1个"进入、下降和着陆演示模块"(EDM);2018年发射的任务简称为"火星生物学-2018",包括1辆火星车和1个火星表面平台.     

微小型航空发动机滚动轴承复合润滑冷却技术

通过CFD(计算流体动力学)分析,研究了调节喷入轴承腔内的混合油流量对腔内压力、气液两相分布规律的影响以及油气比的变化对轴承润滑冷却效果的影响.结果表明:混合油流量增大时,油气比增大,但轴承腔内压力分布规律基本不变,滚珠和保持架上受力不均效果增加;气液两相在轴承腔上游分布不均匀,滚珠位置对分布有影响;滚珠和保持架上油膜厚度分布不均,混合油流量的增加并不代表润滑效果的提升;混合油的冷却作用大于空气,油气比增大时可以增强轴承的冷却效果.      

浅析歼强飞机液压系统元件多发性故障

液压系统是飞机上一个十分重要的系统,其工作的好坏直接影响到飞机的操纵、起落架的收放和发动机的正常工作。随着观代航空工业的高速发展,飞机液压系统朝着高压力、高效率、大流量、大功率方向发展,对附件     

流固网络一体化模拟方法探索及应用

推导了一种新的流体网络与固体网络一体化模拟方法编成程序应用到航空发动机空气系统及沿程固体域的温度、压力、流量预测中.该方法将模拟系统简化为节点和元件组成的网络,节点和元件处建立守恒方程,应用新的方法将流体和固体网络统一求解.程序应用到有参考结果的算例中得到验证,验证后的程序被应用到某预研航空发动机涡轮盘的流场和温度场预测中,为工程设计提供了有用的参考.