一种新的快速成型方法——激光分层固化灰浆

介绍一种快速成型的新方法———激光分层固化灰浆 ,这种方法综合了选择性激光烧结和立体光造型的优点。     

基于数值实验的航行体流体动力参数研究

基于数值实验对用于航行体轨迹预报的航行体附加质量、位置导数及旋转导数等重要流体动力参数进行了研究。提出了基于物体摇荡运动的附加质量确定方法,根据傅里叶分析,给出了物体受到的附加质量力的分离方法和附加质量的计算方法;水动力数据是用CFD软件模拟物体周期摇荡运动的流场而得。基于上述方法,提出了基于运动状态突变流场模拟的附加质量和旋转导数计算方法。用两种方法分别计算了圆球和椭球的附加质量,两种方法的计算结果与势流理论结果一致。对细长水下航行体的旋转导数进行了计算,结果发现:头、尾附近的两个连接面对升力、力矩变化的贡献最大;两连接面及附近两单元面对应的升力旋转导数为负值;中间其他各面对应的升力旋转导数为正值。对细长圆柱体,改变头尾部形状可引起旋转导数的较大改变。用所提方法不仅可得到细长航行体包括附加质量和旋转导数的多种流体动力参数,而且能获得流体动力参数的空间分布特征。相较而言,基于运动状态突变流场模拟的流体动力参数计算方法更为简便,且更便于分析流体动力的分布特性。     

激光烧结快速控制系统的研究

介绍了基于PC平台开发的激光烧结快速成形计算机控制系统的总体结构,详述了该系统的硬件结构、软件结构、人机界面等．并讨论了该控制系统硬件结构及软件编制过程中的一些技术细节及特点。     

某高亚声速鸭式导弹超临界对称翼型设计研究

为改善高亚声速导弹气动性能,提出了超临界对称翼型概念。该翼型具有前缘钝圆,表面平坦,型面面积大等特点。在跨声速、小攻角状态下,翼型表面大部分区域为超声速区,有效防止了激波出现并减轻了边界层分离程度,进而提高了阻力发散马赫数和升阻比。针对某高亚声速鸭式导弹,采用CFD(computational fluid dynamic)软件求解N-S(Navier-Stokes)方程的方法和基于翼型特征的参数描述(PARSEC)方法优化设计了一种超临界对称翼型,并将其应用于鸭舵和尾翼设计。最后,进行了导弹全弹外形的跨声速风洞试验。结果表明:使用超临界对称翼型的高亚声速导弹具有良好的升阻特性。     

基于偏微分方程的卡通—纹理图像分解方法

Luminita A. Vese和Stanley J.Osher基于总变差最小化及Yves Meyer提出的振荡函数空间理论提出了卡通-纹理图像分解模型,直接从Vese-Osher模型的偏微分方程出发进行改进,重新选取了方程中的扩散系数,对不同类型的含纹理图像,通过对扩散系数的调整,有效地保护卡通部分的边缘,更好地提取纹理特征,从而达到提高图像分解质量的目的.     

语义Web服务发现技术研究

传统Web服务发现因为使用WSDL描述,所以缺少语义信息,UDDI注册中心只能提供关键字查询,存在查全率和查准率不高的缺陷.使用OWL-S描述Web服务,基于本体论提出概念的语义相似度,有效地解决了服务发现中存在的语义信息不足的问题.     

激光烧结快速成形中的软件系统研究

详细介绍了激光烧结快速成形机的控制软件系统及其实际应用效果.该软件系统结合激光快速成形技术的工艺特点,采用了数据处理与加工控制并行处理的运行机制.     

格栅尾翼布局的姿轨控直接力气动力特性研究

针对防空反导拦截导弹拦截高突防能力目标的需求，研究了格栅翼与直接力控制结合使用的创新型导弹布局的气动性能。使用计算流体力学(CFD)方法计算了新型布局在不同姿轨控组合喷流时的气动干扰特性，对比研究了典型设计点的无喷、单喷口喷流、组合喷流的全弹主要气动分量和部件气动力。研究结果表明:格栅翼应用于高空高速的弹道末端时，格栅内部不会出现壅塞现象;组合喷流的姿轨控可解耦，在气动力数学模型建模时可以主要针对轨控的气动干扰量进行建模，从而极大的简化气动数学模型，减少型号研制成本。研究结论可推广到一般的在弹道末端纯直接力控制的布局气动力数学建模中。