火箭发动机水击压力数值模拟分析

依据水击理论,以某液体火箭发动机为例,采用特征线法建立推进剂供应系统一维流动数学模型,实现了关机水击数值模拟。实例计算分析了测压导管对水击过程的影响。     

球形容器小口泄爆压力变化特性

以甲烷-空气预混气体为实验介质,研究了22L球形容器在小口有约束和无约束泄爆条件下,不同无量纲泄压比时的泄爆压力变化特性.研究发现:有约束泄爆时,当破膜压力保持不变,随着无量纲泄压比的减小,球形容器的最大泄爆压力和最大泄爆压力上升速率均增加;无量纲泄压比大于一定值时为平衡泄爆,否则为非平衡泄爆;有约束泄爆时,当无量纲泄压比大于0.009而小于0.025时,泄爆有着明显的效果,泄压是完全有效的;当无量纲泄压比大于0.00169而小于0.00900时,最大泄爆压力与密闭爆炸压力接近,泄爆效果较差;当无量纲泄压比小于0.00169时,最大泄爆压力略大于密闭状态下的爆炸压力;无约束泄爆时,不同无量纲泄压比的最大泄爆压力均低于密闭状态下的爆炸压力.实验结果为工业生产中球形容器的泄爆安全设计提供科学依据.     

基于特征模型的力矩受限卫星三轴姿态控制

针对控制力矩受限的卫星大角度姿态机动控制问题,设计了一种基于特征模型的低增益反馈控制器.根据原对象动力学模型建立二阶时变差分方程形式的特征模型,通过推导得到了特征模型参数范围。给出了低增益饱和控制方法,并设计低增益反馈控制器,解决了控制输入饱和所带来的性能下降甚至系统不稳定的问题.通过使用特征建模有效地解决了常规控制方法难以使用于一些复杂对象控制的问题.控制受限卫星大角度姿态机动仿真验证了所提出控制方法的有效性.     

平面引力辅助中施加脉冲的最优位置

在引力辅助过程中施加脉冲可以改善变轨效果。虽然轨道设计中一般将施加脉冲的位置设置在轨道的近拱点,但是并没有研究表明近拱点是施加脉冲的最优位置。为了研究平面引力辅助中施加单次共面脉冲的最优位置,首先采用6个参数对变轨过程进行描述,其中3个参数表征平面引力辅助、2个参数表征脉冲的大小与方向、1个参数表征施加脉冲的位置。然后将航天器的状态向量表示成参数的函数,进而求出变轨之后航天器的能量变化。研究施加脉冲的位置对航天器能量的影响,结果表明最优位置一般并不是近拱点,在最优位置施加脉冲比在近拱点有时可高效20%以上。      

基于Transformer和动态3D卷积的多源遥感图像分类

多源遥感数据具有互补性和协同性,近年来,基于深度学习的方法已经在多源遥感图像分类中取得了一定进展,但当前方法仍面临关键难题,如多源遥感图像特征表达不一致,融合困难,基于静态推理范式的神经网络缺乏对不同类别地物的适应性。为解决上述问题,提出了基于跨模态Transformer和多尺度动态3D卷积的多源遥感图像分类模型。为提高多源特征表达的一致性,设计了基于Transformer的融合模块,借助其强大的注意力建模能力挖掘高光谱和LiDAR数据特征之间的相互作用;为提高特征提取方法对不同地物类别的适应性,设计了多尺度动态3D卷积模块,将输入特征的多尺度信息融入卷积核的调制,提高卷积操作对不同地物的适应性。采用多源遥感数据集Houston和Trento对所提方法进行验证,实验结果表明：所提方法在Houston和Trento数据集上总体准确率分别达到94.60%和98.21%,相比MGA-MFN等主流方法,总体准确率分别至少提升0.97%和0.25%,验证了所提方法可有效提升多源遥感图像分类的准确率。     

空间非编码标记特征点中心定位方法与比较

归纳总结了应用于可见光测量的空间标记非编码设计原则,例举了棋盘格型、栅格型、圆型等3种典型的非编码标记图案设计,分别阐述了各标记特征点中心定位方法和计算过程,开展了对比试验,结果表明：圆型非编码标记图案设计及其特征点中心定位精度明显高于其他两种图案,其图案设计简捷、特征点突出易于识别、在像平面中呈现各向同性、点中心定位精度高、计算速度快、噪声抑制能力强。     

在轨卫星综合数据库系统的设计与实现

针对卫星在轨相关数据(卫星在轨综合数据)种类繁多,数据量大,查询时效性要求高等特点,对管理卫星在轨综合数据的关键技术进行了研究,提出将卫星在轨综合数据分类处理的方法,即利用遥测数据变化缓慢的特点采取变化存储的方法,压缩遥测数据的存储量,同时图形查询遥测数据时使用特征值提取算法快速完整地绘制遥测曲线;对于计算结果与在轨运行信息,采用数据类型描述的方式实现多类型数据的统一管理,较好地解决了计算结果与在轨运行信息数据管理复杂,数据类型扩展困难等问题。在此基础上,设计并实现了一套卫星在轨综合数据库系统。     

带中介轴承的双转子系统振动耦合作用评估

为了评估中介轴承对双转子系统的振动耦合作用,从临界转速位置振型变化、临界转速变化、模态振型与稳态不平衡响应的应变能分布变化、中介轴承受力变化等多角度,阐释双转子耦合振动的表现形式和关联关系,提出了相应的评价指标或评估方法,并以典型燃气涡轮发动机双转子系统为对象,进行了分析评估。结果表明,单转子的模态振型可能在双转子模态振型中表现为3种形式,一一对应出现、重复出现或耦合出现,对应的临界转速及应变能分布也会随之产生相应的变化;中介轴承受力在临界转速位置出现峰值,而应变能分布变化最大的转速位置与系统临界转速位置不一致,同时还受不平衡激励位置影响;各单元应变能占比变化量随转速变化曲线可详细分析特定不平衡激励下系统应变能分布变化情况。所提方法可为双转子-中介轴承系统的设计、故障诊断提供参考。     

固体火箭发动机体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法

针对固体火箭发动机工业CT(computed tomography)三维扫描数据,从计算时间和测量精度两方面考虑,结合固体火箭发动机内部缺陷体空间数据场的特征,通过改进传统的空间最大距离求解法——擂台法,提出了基于分类种子点法的体空间缺陷最大直径矢量特征测量方法.设计了预置缺陷的固体火箭发动机,经实验验证,相比传统擂台法,该方法能够提高测量精度和缩短计算时间,最大直径及其与轴向锐角夹角的最大测量误差在10%以下,为固体火箭发动机三维可视化故障诊断奠定了基础.      

基于CAM/CNC集成的航空大型薄壁件数控加工在机刀轨调整方法

航空大型薄壁零件刚性弱,加工过程中易产生超差变形,需要对零件进行在机检测,并将检测数据反馈给CAM系统进行拟合并调整刀轨。以上过程需要在不同部门和系统间进行切换,严重影响了生产效率。针对以上问题,提出了一种基于CAM/CNC集成的航空大型薄壁件数控加工在机刀轨调整方法。建立了CAM/CNC集成框架,并构建了用于CAM/CNC间信息传递的动态特征信息模型,基于CAM系统离线生成特征理论中间状态,基于CNC系统建立特征实际中间状态检测点同理论中间状态的映射关系。通过分析理论厚度和实际厚度,确定特征中间状态的变形情况。针对变形导致特征中间状态加工余量无法包络符合公差要求的最终加工状态的情况,进行在机刀轨调整。基于所提出的方法开发的航空大型薄壁件数控加工在机刀轨调整系统在某大型航空企业得到了应用验证,可有效避免信息的反复传递,减少了工艺人员的重复劳动,提高了生产效率。