高超声速武器是美军摆的迷魂阵吗？

发展高超声速武器是2010年的一个热点2010年,世界武器装备发展的一个热点是所谓的高超声速武器。高超声速飞行是指飞行器的飞行马赫数大于5的飞行。美国发展以超声速燃烧冲压发动机为核心的高超声速技术,自上世纪50年代末开始,已经50多年了。在这过程中,它的发展态势一直是时高时低,不大顺利。其困难之处,就在于超燃冲压发动机的工作,就像要在12级飓风中点燃一支蜡烛一样困难。2010年5月26日,美国空军研制的高超声速巡航导弹的验证飞行器X-51A进行了飞行试验。     

全流量补燃循环发动机系统参数模型与设计(Ⅱ)参数设计

在全流量补燃循环发动机系统动力平衡模型的基础上,研究了氢发汗冷却流量、燃烧室压力和燃烧室混合比对发动机系统参数的影响规律.研究结果表明:在发动机推力和喷管扩张比保持恒定时,①随着氢发汗冷却流量的增加,燃料泵扬程大幅度增大,氧化剂泵扬程小幅度减小;②当燃烧室压力在20MPa之前,泵的扬程增加与燃烧室压力的增加近似成线性;...     

周向总压畸变条件下多级轴流压气机失速首发级预测分析

基于多级轴流压气机的逐级特性,发展了1种预测周向总压畸变条件下多级轴流压气机失速首发级的方法。该方法结合平行压气机模型和级叠加计算方法,以进气畸变条件下多级轴流压气机某级的有效相对气流角达到稳定状态时该级的最大相对气流角为条件,进行多级轴流压气机失速首发级的预测分析。通过对J85—13发动机8级轴流压气机总压畸变试验数据进行模拟计算,预测出该轴流压气机畸变条件下的失速首发级。     

硅微加速度计系统设计技术

本文探讨了硅微加速度计的系统设计方法,采用专用MEMS设计软件建立了“三明治”式硅微加速度计自顶向下的系统模型,该模型对于硅微加速度计的系统设计和优化具有指导意义。通过优化改进设计,目前硅微加速度计零位重复性已达到2×10-4g（3个月,1σ）,正在开展探月二期工程的应用研究。     

高速气流场燃油雾化液滴分布数值研究

针对亚燃冲压发动机燃烧室内部流动特点,结合二元稳定器试验台高速气流场燃油雾化特性试验,建立试验件三维模型并对其喷雾两相流动进行数值模拟。主要研究了来流马赫数以及喷嘴条件变化时燃油雾化液滴与油气比的分布。分析认为,来流马赫数的增加使得雾化特征角缩小,可同时改善燃油蒸发并获得更加均匀的油气比分布。随着供油压力的提高,离心式与直流式喷嘴雾化特征角均增大,但供油压力不是影响直流喷嘴雾化锥角的主要因素。计算结果与试验结果对比定性符合良好,定量误差范围可以接受,验证了计算模型与计算方法的正确性,所得到的结果可应用于工程设计。     

主/被动雷达双模导引头

介绍了国外主/被动雷达双模导引头的研制背景和技术特点,重点描述了其发展应用情况及关键技术,指出发展主/被动雷达双模导引头的重要性和前景,希望由此促进我国主/被动雷达双模导引头技术的研究.     

基于有向元的圆柱阵列波束赋形

对其形圆柱阵列进行了波束赋形,在考虑阵元有向性的基础上,利用基于最小均方误差的自适应算法迭代得到一组最优权值,通过对阵元激励的幅度、相位进行加权调整,能够使阵列波束方向、主波束形状、副瓣电平达到给定要求：运用此方法得到共形圆柱阵列的平预波束和余割平方波束方向图,效果较好,证明此方法对于共形阵列是有效的     

新型组合预测模型在空中交通流量预测的应用

民航运输业的快速发展使空中交通流量迅猛增加,如何准确预测未来的交通流量是关乎到行业资源高效分配、战略合理部署的一个重要问题。因此,国内外众多专家对空中交通流量的预测进行了大量研究．提出了诸多模型和方法。针对目前空中交通流量预测中存在的缺陷与不足,提出并建立了一种适用于民航的新型组合预测模型。将趋势外推法拟合的结果作为多元回归分析法的复合时间变量组,并利用主成份分析法实现了复合时间变量组与其他影响因素变量的有机结合,建立了趋势外推法和多元回归分析法的组合预测模型。以上海终端区的空中交通流量预测为例,借助SPSS数据统计软件进行研究分析,通过对预测结果的各项精度检验,与传统方法相比较,证实本预测模型的优越性。     

铝试件脉冲红外热无损检测的主分量分析

为了提高铝试件脉冲红外热像无损检测的缺陷探测能力,研究了主分量分析法在热像信号处理中的运用方法及效果.结合脉冲热像序列处理论述了主分量分析的数据准备、计算方法和处理效果.为了考查算法的有效性,对铝合金板进行了脉冲红外热像无损检测实验.结果表明,采用第2、第3主分量图像以及由前几个主分量重建的图像均有增强缺陷对比度和抑制加热不均的效应,从而提高了脉冲红外热无损检测的缺陷检测能力;此外,在检测铝板模拟腐蚀时,能使可探测的最小腐蚀率减小10%左右.     

一种小型全流量补燃循环火箭发动机实验装置

介绍一种新的液体火箭发动机动力循环型式—全流量补燃循环的概念及其相对于其它动力循环的优点。为研究这一先进的循环系统,设计了一套小型全流量补燃循环氢/氧火箭发动机实验装置。结合该装置的系统方案,对其进行一维管路计算;通过对2个预燃室进行热力计算,确定了其燃烧温度和预燃气体的热物理性质;在燃烧室压强和混合比大范围变化的情况下,对氢氧推进剂的比冲特性进行探讨,以此确定燃烧室压强为4.0MPa,推进剂余氧系数为0.75。最后估算出该实验装置所能产生的推力为4018.77N。