波反射激励效应抑制超声速射流红外辐射的试验研究

试验研究了波反射装置对高温超声速射流的激励效果并初步分析了其作用机理。主喷管的喉道直径为35mm,进口总压为27.44kPa,进口总温约800K,相应的喷管出口马赫数为1.33左右。结果表明,影响激励效果的主要参数有锥形反射器的扩张角、反射器母线长度和反射器与主喷管的相对位置,并有一个综合最佳值。在最佳结构参数下,激励后的射流轴心温度降低约120K,有望使超声速射流的红外辐射强度降低约40％～50％,红外隐身效果显著。     

弹用航空发动机尾喷流红外抑制技术研究

详细介绍了弹用航空发动机红外抑制技术开展的一系列试验和数值分析。这些工作均取得了较好的结果，为今后此项技术的进一步深入研究直至工程应用打下了良好的基础。     

幂硬化材料平面应力裂纹稳定扩展的有限元模拟

对幂硬化材料中平面应力Ⅰ型裂纹的稳定扩展进行了有限元模拟。计算中采用了逐步释放裂尖节点力法和子结构方法并配合裂尖附近高密度的网格划分,获得了有关裂尖应力变形场、塑性区尺寸、裂纹开口位移、裂纹扩展阻力等大量资料。计算结果还证实了部分已有的裂尖场渐近解。     

低污染燃烧室技术的发展

本文分析了航空发动机排入大气的燃烧产物中的污染物种类、影响因素及其对燃烧室设计的影响；介绍了已经试验或采用了的减少排放污染的技术，下一代低污染燃烧室的设计方案及其应用前景，指出了低污染燃烧室技术的着眼点将集中于减少Nox的排放量，这一目标的实现将成为下一代超音速客机投入使用的关键问题之一。     

红外抑制器模型出口温度的实验

利用地面模拟试验件实验研究了气流参数对直升机发动机喷管出口温度的影响。实验中主喷管气流温度610℃, 压力为常压, 下洗气流温度为常温, 速度范围为4.4～11 m/s。结果表明, 模型出口排气温度随着主喷管流量增加而线性增加, 引射系数随着下洗气流速度增加而减小, 出口排气温度随下洗气流增加时有一个峰值, 增加下洗气流速度有助于降低外套壁温。实验发现外套出口和混合管之间夹层存在气流倒流现象, 倒流平均速度随着主喷管流量和下洗气流速度增加而增加。      

尾向可见明火大宽高比混合排气喷管红外抑制特性试验

对5组不同宽高比(W/H=1～1)的圆转矩形收敛喷管模型(AR1～AR1) 在尾向可见明火时的红外辐射特性进行了试验研究,并与等出口面积的轴对称喷管(AR0)进行了比较,喷管模型为某型实际喷管缩比4.3倍得到的.研究发现,与轴对称喷管相比,大宽高比矩形喷管减小了红外源的辐射特征,起到了明显的红外抑制作用.在0°～90°范围内,所研究的喷管在3～5 μm波段上的红外辐射信号呈现随探测角度增大逐渐减小的规律.      

缓变测量系统的干扰及抑制方法

介绍了液体火箭发动机试验缓变测量系统中干扰的来源及干扰的方式,并针对不同的干扰方式提出了抑制干扰的几种方法。电缆的正确铺设和接地非常重要,利用信调器和软件技术来抑制干扰是测量系统常用手段,数字滤波技术、信号检测技术及“看门狗”技术等在软件中的应用,都起到了良好的抑制干扰的作用。     

低信噪比图像目标检测技术研究——Ⅰ.数据流程与背景感知

提出了一种将背景区域感知与目标特征分析相结合的自动提取图像目标的层次化数据处理流程;探讨了线性预测估计和非线性均值滤波两种常用背景估计技术和自适应空间滤波的形态学背景感知方法。实验测评表明,形态滤波算法对背景的自适应感知能力强,能真实贴切地反映图像背景的起伏变化规律。     

卫星动量轮的污染数据的Bayes参数估计

由于试验条件等的限制,在寿命试验中,所获得的数据可能是污染数据.这时,采用传统方法分离污染项并对产品的寿命进行估计非常困难.针对指数型寿命数据受正态污染的情况,建立定数截尾情况下的数据模型,并采用Bayes方法对模型进行统计分析;在验前分布确定方面提出运用Bootstrap方法确定超参数.实例分析表明,Bayes方法对有污染情况寿命数据的统计推断是有效的.     

自主空中加油变质量无人机建模与控制

针对空中加油任务中无人作战飞机(UCAV)的位置保持问题,进行了变质量UCAV的动力学建模与控制律设计.综合考虑了燃油传输对UCAV质量、惯性矩阵和质心位置的影响,基于相对惯性系的状态变量,推导了UCAV的动力学方程.建立了一个简单的油箱模型来模拟加油过程,设计了H∞最优控制律来实现UCAV的位置保持.通过非线性仿真,分析了燃油传输带来的动力学影响,仿真结果验证了模型的有效性和控制律的性能.