激光投影系统在飞行模拟器上的应用

视景系统是飞行模拟器的重要组成部分,对保证模拟训练效果起着至关重要的作用,而对于采用投影显示的视景系统来说,投影器的性能则在很大程度上决定了视景系统的性能.本文以AVIOR激光投影系统为例对激光投影系统进行了详细的介绍,并与传统的CRT、LCD、DLP投影器进行了比较,最后对激光投影系统的发展前景进行了分析.     

基于信息驱动的保障技术研究

说明了基于信息驱动的维护保障体系的国内外现状及发展趋势,为我国军机的信息化保障工作的开展奠定了技术基础,具体研究内容包括：国内现役军机保障体系现状分析;国外军机保障信息化技术发展状况分析;信息驱动的保障体系特征分析与关键技术的研究。     

固体火箭发动机复合结构喷管温度场与应力场理论计算

对某长时间工作的固体火箭发动机复合结构喷管的二维轴对称瞬态温度场及二维轴对称准静态应力场进行了理论预估。温度场的计算采用时间域上的有限差分及空间域上的有限元相结合的方法。应力场的计算采用以位移作为未知量的有限元法。计算中考虑了材料的方向性及物性参数随温度的变化，采用变带宽一维压缩存贮刚度矩阵，节约了大量的内存。计算结果与试验结果吻合较好。     

可调桨距冲压空气涡轮气动特性实验与数值分析

冲压空气涡轮风洞实验主要目的是采用相似准则,模拟空中加油工作状态,测量涡轮输出功率,分析涡轮气动特性。实验分别使用励磁发电机和加油泵作为测功器,通过调桨变距并测量最大输出功率。气动特性实验表明在风洞气流速度比加油机最小飞行速度低16%的条件下,冲压涡轮输出功率即可满足加油需要。论文还采用高数值稳定性代数Baldwin-Lomax湍流模型模拟冲压涡轮全三维混合型流场,分析流场主要气动特性,讨论桨叶表面载荷的分布。数值模拟结果显示在冲压空气涡轮桨叶近轮毂区域需要进一步优化。      

304不锈钢小冲孔蠕变试验与损伤数值模拟研究

对304不锈钢进行了恒定温度下多种载荷的小冲孔蠕变试验,在此基础上建立了304不锈钢小冲孔蠕变试样的有限元模型。应用改进的K-R蠕变损伤本构方程,分析了在650℃、恒载荷条件下的试样中心挠度、应变等随时间的变化规律以及试样蠕变损伤与位置的关系。结果表明,试验与数值模拟结果基本一致,试样中心蠕变曲线都具有明显的三个阶段,与单轴试验的应变曲线十分相似。整个试样在中心损伤比较严重,呈现明显局部化特征。试样的失效首先在下表面,距试样中心约1/10处,这与试验观察到的试样颈缩部位完全一致。     

基于模糊模式识别的电力远动通道监控系统

分析了电力远动通道监控系统的现状,为解决其不足之处提出了一种电力远动通道监控的新方案.采用了一种基于模糊模式识别的综合评判远动通道通信质量的方法来实现对远动通道的监控,并详细论述了方案中模糊模式识别模型的建立,同时给出了系统的实现方案.在实际应用中表明,该系统能够有效地解决目前监控系统存在的不足,为电力远动通道监控开辟了新途径.     

粘性量子流体动力学模型的一个极限

粘性量子流体动力学模型来源于物理学,具有一定的实际意义和理论价值,是半导体研究中的重要组成部分.粘性量子流体动力学模型是由电子密度,电流密度所满足的两个守恒方程和Poisson方程所组成的.一维稳定状态的粘性量子流体动力学模型是本文的研究对象.此模型在有物理意义的狄利克雷边界条件下的一个极限(Inviscid极限)的存在性是我们的研究目标.     

熔融纺丝态下聚碳硅烷的流变特性

采用自制单孔熔融纺丝系统,对熔融纺丝状态时聚碳硅烷(PCS)的流变特性展开了研究。结 果表明:PCS熔融纺丝时,喷丝板孔道中的剪切速率在102～104s-1之间;PCS熔体为切力变稀流体;非牛顿 指数n为0.6～0.95;黏流活化能Eη约为190～230kJ/mol,是一般成纤高聚物的2～5倍。表观黏度η为 20～60Pa·s,对温度变化非常敏感,可纺温区很窄。     

激波风洞重模型气动力试验研究

在激波风洞上进行气动力试验时,风洞启动时巨大的冲击载荷使模型-天平受到充分的激励,从而形成惯性干扰力,并与真实气动力混杂在一起,甚至完全覆盖气动力,降低了试验精准度,使得试验模型的质量受到极大的限制。本文介绍了CARDC-dia.2米激波风洞进行大、重模型的压电天平气动力试验研究情况,包括天平设计、天平校准、惯性补偿和风洞试验等几个方面。研究结果表明:气动力试验模型质量可从过去的500g增加到8kg,模型长度可达1m。从而提高了激波风洞测力试验能力,能满足高超声速飞行器试验的需求。     

TMS320VC5402并行引导装载方案设计

主要介绍了DSP TMS320VC5402芯片并行引导装载的实现方案。对硬件电路设计和配置文件编写过程中的要点作了讨论,并给出了实例。