航空发动机地面进气加温试验

为了模拟发动机进气加温试验,开展了发动机地面试车台进气加温试验研究,设计了一套合理的进气加温设备,并提出 了进气加温试验测试方案和试验方法。结果表明：在108.88 ℃进气温度下,高温区角度为180°,高温区主要分布在0°和180°位置, 低温区分布在90°和270°位置,隔开了连续高温区,高温区平均温度和面平均温度差值较小,温度周向不均匀度为0.43%,温度分 布均匀,不存在强烈温度畸变情况;在进气温度从94.82 ℃上升至108.88 ℃时用时80 s,高温区温升率为0.18 ℃/s,时间域内的温度 畸变较小,裕度损失小,温场无旋转,高温区分布和周向温度不均匀度均不随时间变化产生明显改变;在进气温度从65.34 ℃升至 108.88 ℃时,周向分布保持均匀,建立了面平均温度、高温区面平均温度的线性关系。获得了台架温场均值与发动机控制系统采 集进气温度的关系。     

发动机排气系统及尾喷流的流场和红外特征数值模拟

建立了发动机排气系统及尾喷流的内外流一体化流场数值模拟计算模型,得到了发动机排气系统及尾喷流的流场.然后采用辐射传递方程(RTE)积分法研究了发动机排气系统及尾喷流的红外辐射特征,开发了相应的红外辐射特征计算源程序.程序可以计算加力和非加力两种状态下的红外光谱辐射特征,在加力状态下主要增加考虑了soot粒子的光谱吸收与发射.气体介质考虑了水蒸气、二氧化碳、一氧化碳和一氧化氮的红外光谱吸收与发射.最后给出了在光谱3～5 μm范围内,某发动机在高空飞行时其排气系统及尾喷流在加力和非加力状态下的红外辐射特征的模拟结果.      

模化比对直升机用红外抑制器红外辐射特性的影响

对波瓣喷管一弯曲混合管构成的直升机用红外抑制器壁面和尾焰的红外辐射特性进行了一系列的数值研究,旨在将三维流场数值计算、壁温计算与红外辐射计算结合起来综合分析抑制器红外辐射特性,与相关实验数据的对比验证表明计算结果与实验结果仅相差15%左右,且红外辐射强度空问分布规律一致;通过对不同缩比模型的数值计算,揭示了模化比对壁面及尾焰的红外辐射特性的影响规律:(1)几何相似的红外抑制器在主流入口速度、温度相同时,壁面红外辐射强度与几何模化比的2次方成正比;(2)尾焰红外辐射强度与几何模化比的2.32次方成正比.      

基于红外测温仪的温度测量系统设计

利用红外测温仪测量某电炉温度,通过RS-232总线实现了测温仪与计算机之间的通信。基于Visual Basic编程平台开发温度自动监测软件,提供温度的实时显示、记录及曲线绘制,在出现异常时进行报警。结果表明,该温度测量系统结构简单、使用方便,满足预定要求,设计方法可为热工测量系统的开发提供参考。     

基于HLS的红外遥感图像连通域快速提取方法

连通域提取是红外遥感图像目标检测算法中的重要组成部分,包含在粗检算法中,能够筛去多数虚警,提升粗检效果,减少检测算法的运算量,降低系统功耗.现有的一些连通域提取算法基于CPU处理方式设计,不适合部署在现场可编程逻辑门阵列(FPGA)硬件端.本文采用高层次综合(HLS)的开发模式,设计了适合FPGA加速的连通域提取方法,...     

弹道导弹天基预警与探测手段分析

通过研究弹道导弹飞行过程中的光热特点和突防措施,分析了反导系统对天基预警探测的需求,最后研究了不同的预警手段在弹道导弹不同飞行阶段的应用.     

红外加热笼覆盖系数对热流均匀性的影响研究

通过设定红外加热笼与卫星表面之间不同距离,改变加热笼的覆盖系数,仿真模拟了卫星表面到达热流的分布,研究了加热笼的覆盖系数对卫星表面到达热流密度均匀性的影响,分析结果表明：当加热笼距离卫星表面100mm以上,选取覆盖系数大于0．06的加热笼,即可满足到达卫星表面热流的均匀性要求。     

融合CNN-Transformer的红外弱小目标检测方法

针对远距离红外目标探测技术中存在的弱小目标特征信息提取困难、局部背景噪声干扰强导致检测算法虚警率和漏检率偏高的问题,提出了融合CNN-Transformer的单帧红外弱小目标检测算法。针对已有方法在提取红外弱小目标特征信息时感受野受限且易受到局部噪声干扰的问题,对Swin Transformer中的窗口自注意力计算模块进行改进,设计了基于可分离卷积的局部感知增强模块,兼顾对全局信息和局部信息的提取,提升骨干网络对弱小目标空间分布信息的提取能力。针对小目标特征难以在深层网络中保留的问题,设计了自下而上的多尺度特征融合模块,在不同层级的特征图之间利用注意力机制确保小目标的低层特征信息能够在高层特征图中得以保留。在公开数据集NUAA-SIRST上进行了测试,验证了本文所提算法相比已有算法取得了更佳的检测效果,同时能够兼顾对检测精度和召回率的优化。     

红外地球敏感器测量误差分析及修正方法

红外地球敏感器作为卫星平台重要设备，在对地指向、姿态测量和天文自主导航等方面发挥着重要作用，高精度的地球敏感器量对于提高卫星姿态控制和天文自主导航精度具有重要意义。本文通过分析地敏测量误差的影响因素，提出随季节变化的地球CO2辐射特性是影响地敏测量精度的重要因素;根据地球辐射模型构建了地敏测量修正方法，结合在轨实测数据分析验证，证明可以大大降低由地球辐射不均匀引发的误差，有效压缩地敏在轨测量误差。     

Transitional wave configurations between Type III and Type IV oblique-shock/bow-shock interactions

The interactions of oblique/bow shock waves are the key flow phenomena restricting the design and aerothermodynamic performance of high-speed vehicles. Type III and Type IV Shock/Shock Interactions(SSIs) have been extensively investigated, as such interactions can induce abnormal aerodynamic heating problems in hypersonic flows of vehicles. The transition process between these two distinct types of shock/shock interactions remains unclear. In the present study, a subclass of shock/shock interaction configuration is revealed and defined as Type IIIa. Type IIIa interaction can induce much more severe aerodynamic heating than a Type IV interaction which was ever reported to be the most serious in literature. The intense aerodynamic heating observed in this configuration highlights a new design point for the thermal protection system of hypersonic vehicles. A secondary Mach interaction between shock waves in the supersonic flow path of a Type III configuration is demonstrated to be the primary mechanism for such a subclass of shock/shock interaction configuration.