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以几种不同的2.5D衍生结构织物为增强体,制备了法向增强、经向增强及经法向增强2.5D Si O2f/Si O2复合材料,比较了上述材料与现有2.5D Si O2f/Si O2复合材料的经向力学性能,并研究了经法向增强2.5D结构复合材料中增强纱比例、纤维体积分数与材料性能之间的关系,对织物结构进行了优化。结果表明,经法向增强2.5D Si O2f/Si O2复合材料的经向力学性能较现有2.5D复合材料有显著提高,该材料在较低密度下(1.6 g/cm3),经向拉伸强度与现有材料(1.65 g/cm3)持平,且经向压缩强度接近现有材料的4.3倍。 相似文献
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硬质聚氨酯具有刚度小、材质松散、易于吸收爆炸能量的特点,是一种很好的隔爆材料。为了设计环形切割器与后级随进战斗部之间的隔爆装置,利用LS-DYNA分别进行了圆柱型、圆锥型、球缺型3种聚氨酯隔爆体的数值模拟研究。通过研究得出结论:球缺型结构既节省材料,又可以更有效地降低前级产生的冲击波对后级战斗部的影响。该结论有助于带环形切割器串联战斗部的隔爆设计。 相似文献
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针对航天器目标识别中现有的光照变化和图像模糊条件下几何仿射不变矩识别不稳健问题,根据灰度光照模型,结合图像模糊和不变矩的基本理论,提出了一种光照模糊不变量,与几何仿射不变矩进行融合,构建出一种新的光照模糊相似融合(CIBA)不变矩,并从理论上证明了光照、模糊和相似变换(平移、缩放和旋转)不变性。对3种不同的航天器目标的识别实验表明,光照模糊相似融合不变矩在最小距离分类器中的识别准确率达到了86.37%,比几何仿射不变矩提高了94.00%,比具有光照不变性的几何仿射不变矩提高了24.54%,有效地解决了对不同位姿、不同光照模糊条件下的航天器目标识别问题,提高了基于矩的目标识别鲁棒性。 相似文献
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采用高阶精度有限差分方法直接数值模拟了来流慢声波作用下的钝锥高超声速绕流瞬态流场,分析了自由流扰动波与流场的相互干扰,并应用Fourier频谱分析了边界层扰动波时域和空域演化.结果显示:弓形激波出现连续的“∽”变形,初始扰动被显著放大,边界层内外扰动模态存在明显差别.从空域(沿流线)演化来看,在球头附近低频扰动为主导模态,出了球头区,总扰动模态中的低频和高频成分比例迅速转变,高频模态成分显著地增大.至流场下游,大部分低频分量衰减,或者不再增长,边界层内仅存在特殊频率的不稳定波快速增长.从时域演化来看,比起其他模态,主导模态的发展对上游激励的依赖更大.无论时域还是空域演化,都存在模态竞争现象. 相似文献
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通过对多型航空电子对抗装备中发射机的维修研究,对机载连续波大功率行波管的主要工作原理、故障模式、维修策略以及维修中的注意事项进行了简要介绍,并提出了行波管在装备后的使用维护和调试方面的一些经验和建议。 相似文献
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双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性.不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,希望通过控制分离达到改善流动的目的.采用5阶特征型WENO(weighted essentially non-oscillator)格式与3阶TVD(total variation diminishing)型Runge-Kutta(R-K)格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes(N-S)方程,研究与分析了凸起物和被动吹吸两种被动控制方法对激波与边界层相互作用导致的高超声速流动分离现象的控制效果.结果表明:凸起物通过诱导流向涡形成,改变空间压力分布,减弱二次分离,影响分离结构;吹吸方式的被动控制技术通过平衡分离区与再附区之间的高低压差,降低逆压梯度,使压力分布与分离区域发生改变. 相似文献
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含能热塑性聚氨酯推进剂的能量计算与分析 总被引:2,自引:0,他引:2
采用最小自由能法,在标准条件(pc/p0=70∶1)下,比较了用不同软硬段结构的含能热塑性聚氨酯弹性体(ET-PU)作粘合剂的复合推进剂的能量特性,从要获得较高能量水平的观点,排列出了几种ETPU选择的先后次序;计算了含ETPU的各类推进剂的能量特性参数,探讨了ETPU对硝酸酯增塑的复合推进剂和硝胺改性双基推进剂的能量特性的影响规律。结果表明,选用不同ETPU的复合推进剂配方相互间在能量特性上存在着差别,但这种差别并不十分显著,以GAP为软段、TDI为硬段的ETPU,更有利于配方获得较高的能量水平;硝酸酯增塑的ETPU推进剂的理论能量水平高于丁羟推进剂,随增塑比逐渐增大,推进剂的最大理论比冲随之增大,固含量逐步降低;少量ETPU的加入,对硝胺改性双基推进剂的能量特性影响不大,增加Al和RDX含量,更有利于提高含ETPU的硝胺改性双基推进剂的能量水平。 相似文献
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针对涡扇发动机全飞行包线范围稳态最优控制器的设计问题,首先根据不同飞行条件下发动机各工作状态的稳态“小偏差”线性模型,采用线性二次型调节器(LQR)分别设计得到相应的发动机最优线性控制器参数,然后将所得到的线性控制器用支持向量机方法进行非线性逼近,得到控制器参数的支持向量机辨识模型,以满足发动机全包线、全状态稳态控制的需要.支持向量机模型的输入为飞行高度、马赫数和稳态转速,输出为线性控制器参数.应用实例表明:该方法在全包线范围内对发动机最优稳态控制器的逼近误差均在2%以内,能较好满足控制精度要求. 相似文献