双脉冲固体火箭发动机隔塞运动特性

以双脉冲固体火箭发动机隔塞的运动过程为研究对象,搭建了脉冲隔离装置冷气冲击实验平台,获得了隔塞在Ⅰ脉冲燃烧室中的运动规律.采用动态结构嵌套网格方法,对隔塞的运动过程进行了数值模拟,分析了隔塞运动过程中流场结构,揭示了隔塞运动规律的形成机制.研究结果表明:对于单孔隔板,隔塞在燃烧室中沿轴向平稳运动,随着驱动压强的上升,隔...     

腹下无隔道大偏距S弯进气道流场特性

 针对一种腹下无隔道大偏距S弯进气道,在利用实验结果验证了数值方法的可靠性之后,通过数值模拟分析了该进气道在跨声速段的口面流动特征和内通道二次流特征,解释了声速时性能较高的原因。结果表明：进气道口面设计能够将绝大部分前体边界层低能流扫离进气口;高亚声速和声速时鼓包的静压分布比较相似,而低超声速时则相差较大,这主要由于其形成机理不同;进气道出口截面下方的对涡仍然是由S弯扩压段第2弯的旋流发展而来的。     

空客A320飞机隔框FR16/20的检查与修理

介绍了空客A320飞机隔框FR16/20横梁搭接带维修方案的检查要求和施工方法,特殊详细检查发现裂纹后应采用的冷扩孔修理方法,以及超出修理限制时更换隔框的工作准备和拆装步骤。     

空客A330-200系列飞机C53.2隔框T型材损伤处理

针对空客A330-200系列飞机C53.2隔框下部T型材腐蚀损伤的不同情况,总结了不同处理措施,以达到在满足飞机结构强度安全的情况下,保证停场周期要求。     

一种轻量化SAR图像舰船目标斜框检测方法

针对目前基于深度学习的合成孔径雷达（SAR）图像舰船目标斜框检测方法难以满足实时化检测需求的问题,提出了一种轻量化SAR舰船目标斜框检测方法。该方法基于无锚框框架,设计了轻量化的网络结构,对模型参数量和运行速度进行了优化,可直接从头训练。同时,为解决基于角度回归的斜框参数表示方法存在的角度敏感性问题,提出了基于旋转向量的斜框参数表示方法。在公开的SAR图像舰船目标检测数据集上的实验结果表明,所提方法在无需预训练的情况下取得了与迁移学习方法相近的检测精度,模型参数量和运行速度取得了最优结果,充分验证了所提方法的有效性。     

三轴台中框轴系静态设计与装调(上)

论述了首次采用双列圆柱滚子轴承于三轴台中框水平轴系上,使三轴精密角运动台达到了三个轴摆角１″、两个轴垂直度１″的要求。     

基于R-D SSD模型航空发动机安装工位检测算法

为解决航空发动机在安装过程中大多实行人工安装、定位不精确等问题,在研究其自动化安装方法中,针对航空发动机安装工位的检测需求,提出了一种残差网络与膨胀卷积相融合的SSD改进算法(R-D SSD)。将经典SSD模型的主干网络VGG16替换为残差网络ResNet-101,并增加其输出特征图上的预选框数量,解决了原始算法对底层特征抓取能力不足的问题,进而弥补了对小目标检测效果较差的缺陷;利用膨胀卷积扩大网络的感受野,获取足够的安装工位边缘特征细节信息,在不改变网络结构的同时,保证了模型良好的实时性和对目标的检测精度。实验表明:对于小目标数据集和整个数据集,R-D SSD算法的平均检测精度较原始算法分别提高了8.6%和4.0%,可以满足航空发动机安装时平均检测精度不低于85%的要求。      

超声速无隔道进气道应用前景的初步研究

随着飞行速度的不断提高,工程中对飞行器包络约束和减阻减重提出了更高的要求,为满足当前工程应用中的迫切需求,以一有隔道进气道为研究背景,对无隔道进气道于超声速领域的应用前景进行初步探索。主要开展了传统和新型两型无隔道进气道的设计研究工作,通过数值计算的方法得到其气动性能和阻力性能的收益变化(传统无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.5下总压恢复系数下降5%～7%,额定及超额定状态下减阻约13%～21%;新型无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.0总压恢复系数下降2.8%～6.5%,Ma3.5下提升2%,Ma2.2～Ma3.5飞行器减阻约2%～10%),并对其工作机理及流场结构进行了详细的分析,以此给出了工程应用的合理化建议:(1)传统无隔道进气道应选取低马赫数作为设计点,避免其处于亚额定状态工作,以保证获取较好的阻力性能。(2)新型无隔道进气道适用于Ma3量级的超声速领域,具有良好的气动与阻力性能。     

民用飞机后压力框与机身连接的结构研究

民用飞机后压力框与机身连接的结构方案主要有两种,详细介绍了两种连接方案的结构构型以及各方案的优缺点,并从后压力框外形曲面的设计、结构的选材、质量、装配和维护空间以及系统在后压力框站位的通路等方面对两种连接方案进行分析和总结,为民用飞机后压力框与机身的连接设计提供参考。     

无隔道进气道RCS特性实验研究

选定无隔道进气道口面参数,在不同的极化方式下对无隔道进气道及皮托式进气道进行了电磁散射特性实验研究。比较了2种进气道的雷达散射截面(RCS),得到了各个口面参数对无隔道进气道RCS的影响规律。研究结果表明:无隔道进气道是1种低RCS进气道;鼓包相对来流附面层的高度略低于1.2时最好,唇罩锯齿角在120°~135°最佳,唇罩内切角在60°时较好,鼓包相对唇口的位置在0.7~0.8时较好。终端开口与转动风扇的比较表明,无隔道进气道的后向散射主要来源于外罩唇口的电磁波散射。