动力舱冷却用排气引射混合管改进设计方法

对直升机动力舱冷却用的排气引射混合管的设计方法进行了研究,基于引射器特性方程和对引射特性影响因素的分析,参考某型直升机发动机排气系统,提出了针对直升机动力舱冷却用的排气引射混合管设计的改进方法——修正系数法.应用该方法,针对某型发动机动力舱冷却用排气引射混合管进行了设计,并与实验结果进行了对比,结果表明,该方法可以使设计效率提高30%,设计精度保持在5%以内,满足工程设计要求,具有工程应用价值.      

结构参数对环簇式塞式喷管性能的影响

为研究环簇式塞式喷管设计中人为选择的结构参数对性能的影响,在单元间距与内喷管出口直径比、单元喷管数目、内喷管面积比分别相同的前提下,计算并比较了三种塞式喷管的推力效率.结果表明,高空下内喷管面积比30.2的8单元接触式的效率最高,而低空下内喷管面积比20.7的8单元间隔式的效率最高.因此在总面积比一定的情况下,若塞式喷管在中低空高度下工作,则单元内喷管面积比可取得小些,以保证中低空下的效率;反之,则单元内喷管面积比尽量取得大些.      

基于弹塑性理论的新型接触热导模型

提出了一种新型接触热导的模型。充分考虑界面上微凸体的变形,根据微凸体变形连续的特点,分别给出了弹性、弹塑性、塑性三种变形时的接触方程。用Weierstrass-Mandelbrot分形函数描述粗糙表面轮廓曲线,并考虑了接触点的基体热阻及其界面收缩热阻,构建了分形热阻网格模型,分析了接触热导与载荷的关系,与实验数据及模型、Mikic弹性模型和Yovanovich塑性模型的预测值进行了比较。结果表明:该模型能较好地预测界面接触热导,有其合理性。     

T-Jump/FTIR联用技术研究CL-20的热分解机理

用T-Jump/FTIR联用技术,在高纯氮气气氛、不同压力、不同裂解温度和1 000 K/s的快速升温速率条件下,研究了CL-20的快速热裂解过程。用快速扫描傅立叶变换红外光谱实时跟踪分析分解产物的种类和浓度变化,考察了实验温度和压力对CL-20快速热裂解气相产物N2O/NO2和NO/NO2比值的影响。结果证实,CL-20的分解首先是从N—NO2键的断裂开始,生成NO和其他较稳定的气体产物(如CO、CO2和H2O等),这种N—N键断裂的反应因压力和温度增大而加速,气态NO2生成后又与凝聚相和其他活性还原性气体产物(如CH2O)发生二次反应,经中间产物而产生N2O。     

基于EMD-ICA与遗传算法的轴承故障诊断方法

针对振动信号中轴承故障特征信号微弱难以识别的问题,对通过试验采集到的内环故障、外环故障以及滚动体故障振 动信号进行处理。采用最小二乘法和指数平滑法对振动信号进行预处理,利用EMD分离振动信号的局部特征,并根据IMF分量 的信息熵增益比实现重构;采用ICA对混叠的振动信号进行分离,并对分离后的振动信号进行特征提取;采用遗传算法对多维振 动特征参量进行降维,筛选出最优特征参量;采用遗传算法优化的极限学习机对轴承故障振动特征集进行识别,将常见的SVM、 BP等诊断模型作为对比算法。试验结果表明：采用ICA能将混叠信号有效分离,实现故障信号的提取;遗传算法不仅能够实现最 优特征的选择,同时能够对极限学习机算法进行有效优化,提升算法的诊断效果。优化的算法相比其它诊断识别方法性能较佳, 使3种故障的平均诊断效果达到90%以上。     

弹丸旋转空气动力效应非定常数值模拟

准确计算马格努斯力和力矩对旋转弹箭设计、弹道计算和稳定性研究都至关重要。采用非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对高速旋转的SOCBT弹丸进行了数值模拟,纵向气动特性在整个攻角范围内都较好地与试验值保持一致,而侧向气动特性马格努斯力和力矩在小攻角范围与试验数据吻合较好,在大攻角范围却存在一定的差异。采用延迟分离涡模拟(DDES)方法的计算结果有较为明显的改善,对比研究表明分离点位置对马格努斯效应有着显著影响。表明DDES方法对于提高旋转弹箭马格努斯效应的数值模拟精度有较大的潜力。     

低温推进剂地面加注系统冷量利用方案分析

为了降低低温推进剂损耗,提高利用效率,降低发射成本,提出了4套运载火箭低温推进剂地面加注系统的冷量利用方案。基于热力学原理,建立了非稳态数学模型,并以能量品质高低作为衡量方案优劣的标准,通过实例计算对比分析了各个冷量利用方案的可行性。研究得出4套冷量利用方案从热力学角度出发都是可行的,其中方案A和方案D最优,方案A可应用在目前现有低温推进剂地面加注系统中,而方案D则可应用于未来重型运载火箭低温推进剂地面加注系统之中。     

月面特征稀疏环境下的视觉惯性SLAM方法

月球车在执行科学探测任务过程中,其自身的高精度定位是一项亟需解决的关键问题。针对在特征稀疏的月面环境下的定位问题,提出一种视觉惯性融合的SLAM方法,将视觉测量与惯性传感器的信息利用位姿图优化方法融合,实现高精度的联合定位。针对特征稀疏环境下的前端视觉数据关联误差较大的问题,提出了一种基于四元树的光流跟踪算法,能够有效地跟踪鲁棒的特征点,提升了关键帧之间相对位姿估计的准确性。并且针对月面环境特有的恒星无穷远点干扰问题,提出一种高效的恒星点剔除算法,能够有效改善无穷远点导致的定位精度下降的问题。搭建了一套模拟月面环境的计算机仿真系统,并构建了多个月面环境视觉惯性SLAM仿真数据集,在不同的模拟月面场景下进行定位性能仿真验证,仿真测试结果表明本文算法的鲁棒性更强,具有更高的定位准确度。     

叶片前缘仿形涡流检测仿真与试验设计

仿形涡流检测技术因其耦合性好可有效抑制检测过程晃动而特别适合对大曲率叶片前缘快速检测。针对涡轮叶片前缘仿形涡流检测建立前缘及仿形线圈有限元模型,运用有限元方法分析叶片前缘凹坑、长裂纹、边沿凹坑3种典型缺陷在内外两种激励、不同内径线圈、不同频率等模式下的检测信号特征。仿真结果表明：大曲率前缘实施仿形涡流检测,检测区域可有效覆盖整个前缘区域,检测频率越高,检测灵敏度越高。双线圈检测模式下,外激励内接收比内激励外接收灵敏高,当内检测线圈尺寸大于缺陷的尺度时,内接收线圈内径越小,其相对灵敏度越高。结合仿真结论,制作前缘缺陷试块,采用锁相放大及图形化编程技术,设计前缘仿形涡流检测系统,试验结果表明,仿形线圈可有效检出前缘典型缺陷,检测幅值相位输出结果与仿真结论相似。研究成果可用于指导大曲率叶片前缘的工程实践检测。     

超流体物质波干涉陀螺仪的噪声研究

 陀螺仪的精度与其噪声密切相关,为开发新型高精度的超流体物质波干涉陀螺仪,必须对其噪声进行系统研究。根据超流体陀螺噪声产生的机理,分析了该陀螺噪声的来源,并把超流体陀螺的噪声类型归纳为:热、锁定值波动、温度波动、频率波动和检测元件等。在建立了各噪声数学模型的基础上,利用超流体陀螺通用的参数,对其噪声进行了分析。分析结果表明:热噪声与陀螺的结构参数和工作参数相关,与被测角速度无关;锁定值波动噪声只与结构参数相关;其他噪声与结构参数、工作参数和被测角速度都相关;检测元件、频率波动和锁定值波动噪声是构成超流体陀螺输出噪声的主要因素;在角速度变化量的范围内,超流体陀螺的输出噪声非线性变化,在1 Hz的带宽下,其变化范围为-7到-6次方的数量级。