基于螺旋旋转屏及DMD的体扫描显示系统

基于螺旋旋转屏和数字微镜元件(Digital micro-mirror device,DMD)技术,对原体扫描显示系统原型进行了改进.采用螺旋旋转屏构建体扫描显示系统的成像空间,可改善平面旋转屏体扫描系统中存在的成像空间较小、体素数量较少和体素重叠死区严重等缺陷.利用DMD空间光调制技术,在体素激活子系统中提高了三维数据传输的带宽,达到同时激活多个体素的目的.研制了基于螺旋旋转屏和DMD的体扫描显示系统原型.实验结果表明,所设计的系统原型与前期平面旋转屏系统相比,在成像空间、视觉死区、切片上的体素数量及体素激活能力等方面都有所改善.     

球锥形罩体热力耦合试验方法研究

本试验方法是在燃气流试验设备产生的高温超声速自由射流流场热环境中,针对燃气流施加的力载荷模拟量不足的情况,设计了一套外力加载装置模拟大攻角变轨机动飞行时所承受的横向气动力,解决了本试验装置在高温环境下的力载荷模拟问题,并成功进行了球锥形罩体的热力耦合试验,本文内容对于类似的高温热力耦合试验具有重要的参考价值。     

方背Ahmed模型非定常尾迹的实验研究

方背Ahmed模型是一种简化的商用车类车体模型,气流在尾部发生分离形成回流区,使背部产生负压继而带来较大的气动阻力。利用风洞实验对1/4缩比的方背Ahmed模型的非定常尾迹进行了精细测量和统计分析,实验雷诺数为9.2×104。背部压力、粒子图像测速（PIV）和热线测量结果表明方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现出3种流动特征的相互耦合:左右涡结构不对称分布的双稳态特征、水平以及垂直方向的涡脱落和回流区的周期性抽吸。其中双稳态现象在非定常尾迹中占主导作用,表现出2种稳定状态（水平不对称）的交替出现（转换概率P_转换=0.149）,且每种稳定状态可维持较长的时间尺度（平均维持时间约为6 s）,其频谱特性满足-2次幂律分布;水平和垂直方向剪切层振荡引起的涡脱落频率分别为Sr_H=0.13和0.17;回流区周期性抽吸的频率为Sr_H=0.07。3种流动结构共存并相互作用,从而使方背Ahmed模型的非定常尾迹呈现复杂的三维湍流特性。     

基于网络复杂性的最小刚性编队通信拓扑生成

基于编队通信拓扑的网络复杂性,提出了一种多智能体系统最小刚性编队通信拓扑生成算法。首先基于刚度矩阵生成最小刚性编队通信拓扑的方式,找出智能体编队的最小刚性通信拓扑集;然后从降低通信消耗等方面建立网络复杂性评价指标,采用熵权法对各指标权重进行求解,给出网络复杂性的计算方法;基于此评价指标,在最小刚性通信拓扑集中找出网络复杂性最小的编队通信拓扑。仿真结果表明,该算法能有效减少编队通信拓扑网络复杂性,简化通信拓扑结构。     

全尺寸复合材料垂尾前缘抗鸟撞仿真与试验

基于Pam/crash软件,建立SPH鸟体模型,仿真分析了两种工况:芳纶与玻璃钢全尺寸复合材料垂尾前缘分别在3.6 kg鸟体以114 m/s速度冲击下的动力学特性;通过模拟与试验结果的对比,验证了仿真方法有效。结果表明:在鸟体与结构接触区域以及前缘与盒段连接区域,需要划分更为精细的网格以真实模拟实际情况;芳纶及玻璃钢前缘的抗鸟撞性能与蒙皮的具体铺层信息相关。仿真及试验方法对工程设计具有实际参考价值。     

NM/RDX/Nano-Al膏体推进剂特性研究

为进一步研发新型特种推进剂品种,向推进技术应用领域发展和延伸,开展了NM(硝基甲烷)/RDX/Nano-Al膏体推进剂配方研究,并对其能量、流变以及燃烧性能进行了分析。结果表明:采用最小自由能法估算膏体推进剂配方比冲为2674.2 N·s/kg;膏体推进剂流变行为遵循Herschel-Bulkley本构方程,在0~30℃范围内,假塑性指数n小于1,属于非牛顿假塑性流体,同时膏体推进剂具有明显的触变性以及蠕变-回复特性,在角频率为1Hz且低应力下(≤50Pa),膏体推进剂储能模量(G′)大于损耗模量(G′′),此时具有较稳定的三维网络结构;与含纳米铝热剂Nano-Al/Pb O双基系推进剂相比,膏体推进剂在10~15MPa压强范围内燃速较快,但在低压下未燃。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计

采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三波四区”且压缩效率较高.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道并进行了黏性修正,数值计算结果表明:内收缩进气道设计点核心区的流场特征和激波形状与基准流场基本一致;在来流马赫数为4.0~7.0时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点喉道截面增压比和总压恢复系数分别为17.7和0.729;来流马赫数为5.0~7.0时内部总阻力系数变化平缓,从0.23下降为0.22.      

平流层飞艇研制现状、技术难点及发展趋势

平流层飞艇研制是一项庞大复杂的系统工程,其技术攻关、系统研发及工程应用中遇到的诸多关键问题与技术难点,需要用全新的理念和创新的方案解决。综述了国内外平流层飞艇研制的进展与现状,重点描述了已经开展的技术验证试飞的情况。针对平流层飞艇总体布局、超压囊体、能源系统、飞行控制和定点着陆5个方面,梳理了其技术难点、研究现状和发展趋势,从工程研制的角度探讨了相关技术难题的可行解决方案。     

细长体大迎角非对称流动的高速PIV风洞试验研究

具有细长前体构型的飞行器在大迎角绕流中会出现明显的非对称涡系流动及其伴随而来的非对称力,该现象受多种因素影响,而其中对压缩性效应的研究相对较少。在0.6m亚跨超声速风洞中,采用PIV测量技术,对尖拱细长旋成体大迎角非对称流动开展了试验研究。试验M数范围为0.4~1.2,迎角为40°。试验结果表明:细长体模型在高速情况下仍然存在非对称多涡流动结构;Re数和压缩性均对非对称涡流动产生明显影响;模型头尖部人工微扰动与非对称涡之间存在确定的响应关系。