薄壁零件高速铣削动态切削力

通过微元铣削力与瞬时未变形切屑厚度之间的线性关系,提出了螺旋圆柱铣刀的瞬时切削力模型.在此基础上,采用两自由度弹性-阻尼系统,建立了适合薄壁零件的综合考虑刀具子系统和工件子系统动态特性的动态铣削力模型.最后通过实际测量数据与模型计算数据的对比,验证了提出的动态铣削力模型的有效性.     

MW级风力发电机水冷系统的优化设计

随着风力发电机发电功率由kW级向MW级方向发展,如何有效解决风力发电机的散热问题,已成为发展风力发电技术的关键之一.本文以某1.5 MW风力发电机为倒,首先根据发电机正常工作的环境条件和技术要求,进行了风力发电机冷却系统设计,在此基础上,编制了Matlab计算软件,对冷却系统设计流程进行了优化,考察了风速、翅片组合等参数的相互影响和作用机理,对国产自主研发大功率风力发电机具有一定的参考价值.     

高超声速巡航导弹的神经网络虚拟目标微分对策中制导律

针对高超声速巡航导弹的高空巡航飞行段,采用虚拟目标的定义方法,结合微分几何知识以及运动学方程建立了导弹与目标的相对运动模型,并在此基础上视其与虚拟目标之间的运动为单目标微分对策问题。利用哈密尔顿函数求解方法推导了开环微分对策中制导律,同时建立了一种新的闭环微分对策中制导律结构图,并对反向传播神经网络的训练样本进行了设计。通过反向传播神经网络的函数逼近功能实现了高超声速巡航导弹微分对策中制导律的智能化。仿真验证表明了其有效性。     

基于时空模型的快速视频显著区域检测

传统的视频显著区域检测方法运算量大且难以处理包含复杂运动的视频,本文提出一种基于时空模型的快速显著区域检测方法.该方法用一种新的模糊聚类算法对特征点的运动轨迹进行无监督聚类,对不同运动类型进行分类.在复杂运动情况下,该算法通过计算优化的聚类中心的个数以获得运动类型数,再将异常数据剔除后,生成运动显著图.而在空间显著区检测方面,则利用反差模型以及Gabor滤波器获得图像的静态显著图.在此基础上,还提出一种基于运动优先思想的时空混合方法,将运动和空间显著图动态合成视觉显著图.实验证明,该方法能够有效地提取视频显著区域,与传统的方法相比该方法平均耗时更少且更方便.     

燃气喷射角度对含硼固体火箭超燃冲压发动机补燃室燃烧效率的影响

固体火箭燃气超燃冲压发动机具有高比冲、结构简单、流量易调节等优点,然而在超音速空气流的补燃室中,如何让燃料更好地与空气掺混,增加颗粒停留时间,在较短时间内释放出更多的燃烧焓成为目前研究的重点。采用Realiazble k-ε湍流模型,单步涡团耗散模型,在King的硼颗粒点火燃烧模型的基础上考虑了硼颗粒在高速气流当中的气动剥离效应,利用龙格-库塔算法迭代计算硼颗粒点火燃烧过程,对燃气进气方向与轴向夹角从45°~180°的10种进气方式下的补燃室进行了三维两相燃烧流动计算,分析了各种进气角下的燃气燃烧效率、硼颗粒燃烧效率以及总燃烧效率。结果表明:当一次燃气喷射角度与轴向夹角逐渐增加时,燃气与颗粒燃烧效率逐渐增加,并在180°时燃烧效率和比冲为最高。     

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

基于背散射电子的电子束加工过程在线观测系统研制

为了在高真空、高温、高金属蒸气的电子束加工过程中获得清晰的观测效果,采用四极板背散射电子接收传感器、高频信号放大电路、高频数据采集卡、高频偏转扫描系统等,研制了一套基于背散射电子的在线观测系统.通过试验验证,所研制系统可以有效观测100mm×100mm范围内的工件,图像分辨率为512像素×512像素,图像处理帧数可以达...     

微小推力自动测量系统研究

介绍了在重力场中 ,消除电火箭自重及其供电供气系统对微小推力测量影响的方法 ,从而实现电火箭微小推力自动准确的测量。     

热控涂层紫外辐照试验方法的研究

几种有机热控涂层在真空下进行模拟太阳紫外辐照的试验。在真空条件和大气条件下测试涂层性能的变化,以比较热控涂层在进行紫外辐照时,原位测试和非原位测试的差异。     

涡轮增压固冲发动机(TSPR)爬升方案与性能研究

为了证明涡轮增压固冲发动机(TSPR)具有自主加速飞行的能力,进而得到合适的弹道飞行方案,开展了TSPR爬升飞行方案研究。首先通过借鉴已有弹体参数,分析了以高空巡航状态为设计点和以最大功率状态为设计点时,飞行器在弹道飞行范围内的非设计点性能。随后对比了发动机推力和飞行器阻力大小,得出:当TSPR以高空巡航点为设计点时,TSPR在爬升段(非设计点)所提供的推力小于飞行器阻力,难以实现自主爬升;当TSPR以最大功率状态为设计点,且采用等相对换算转速的调节规律时,TSPR具有优良的爬升加速性能,能够从(3km,Ma0.9)加速爬升至(10km,Ma2.2)状态巡航,其射程是固体火箭发动机的三倍,这证明TSPR在具有自主加速飞行能力的同时还具有良好的比冲性能。