基于图像八叉树的三维比例边界有限元多面体网格生成算法

基于图像八叉树方法,提出了平衡八叉树和多面体网格修剪相结合的三维比例边界有限元多面体网格算法,该算法根据结构尺寸建立恰好完全包含整个结构的立方体网格,再建立结构图像像素信息,根据像素信息,按照2∶1的平衡分割原则递归地进行等分,完成平衡八叉树网格生成。结构内单元网格完全保留,结构外单元网格删除,对于结构边界单元网格,提出采用面-立方体相交判断方法进行边界单元与结构边界相交面的筛选,搜寻结构单元与结构边界表面相交点,通过有序连接相交点形成边界单元切割面,再结合边界单元其他几个面,构成裁剪后的多面体单元。数值算例结果表明,基于本文算法生成的比例边界有限元网格计算结果具有较好的精度和边界适应性。

多功能高温高压三维比例物理模拟试验装置

根据辽河油田稠油地质开发特征及转换开发方式研究的需求,依据相似理论及先进的自动化测控技术,在室内建立了高温高压三维比例物理模型。经系统测试与系统功能评价,高温高压三维比例物理模型的主要功能、测量与控制精度等符合设计指标要求。利用该试验装置开展了组合式蒸汽吞吐、蒸汽驱、SAGD等物理模拟试验研究。

三维弹塑性问题的比例边界有限元法

为了研究三维复杂结构的非线性硬化问题,在考虑关联流动准则的Von Mises塑性屈服准则和各向同性/随动硬化准则的本构模型中,引入一致切线模量,并基于比例边界有限元方法和平衡八叉树算法对本构模型进行求解。采用Newton-Raphson迭代法求解位移和应力的非线性方程,为了减少计算量,仅在比例中心点执行并储存迭代过程的变量,同时采用Fortran语言编制了求解程序。两个算例计算结果表明,该模型的计算结果具有较高的准确性。

低速滚转炮弹的三维卫星比例导引控制研究

为提高低速滚转炮弹的制导精确,根据其弹道导引特性与控制原理,采用基于地磁测量与舵机控制为基础的三环导引控制。三环控制分别为舵面的跟随控制、地磁线圈的相位补偿控制和弹丸飞行运动的质心比例导引控制。通过蒙特卡罗打靶仿真,验证其三环控制的准确性。得出其三环控制可有效地实现三环之间的协调和稳定,并提高了低速滚转炮弹的制导精度。

反舰导弹大空域变轨的三维扩展比例导引律

为了使大空域变轨弹道的理论研究更符合反舰导弹的实际运动状态,建立了反舰导弹追踪虚拟目标的三维空间相对运动模型。同时,为了保证反舰导弹大空域变轨弹道的四段弹道平滑过渡,在导引律设计时同时考虑了脱靶量要求和末端落角要求。应用Lyapunov稳定性理论求解出满足要求的三维扩展比例导引律,对大空域变轨弹道的四段弹道设计了相应的过载控制指令,并进行了仿真研究。仿真结果表明:所提出的三维扩展比例导引律可以使反舰导弹顺利完成大空域飞行任务,而且保证了反舰导弹的所有性能指标均满足要求。

三维非线性比例微分与小脑模型神经网络复合控制的变柔性负载电液力控制系统

分析电液力控制系统的数学模型,提出新的三维非线性比例微分(Proportional differential,PD)与小脑模型神经网络(Cerebellar model articulation controller,CMAC)复合控制的方法用于变柔性负载电液力控制系统。三维非线性PD对系统参数变化不敏感,使系统在负载刚度大范围变化时保持稳定;CMAC前馈控制的加入,利用其非线性逼近能力,减小了系统的跟踪相位差。对三维非线性PD与CMAC复合控制的电液力控制系统的仿真和试验结果表明,将二者结合,可有效用于时变柔性负载电液力的控制,同时该方法具有运算量小、便于在工程实践中应用的优点。

SAGD蒸汽腔三维物理模拟装置设计

针对现有与热力采油相关的物理模拟装置模型热损失大、装置耐压性能差和功能单一等一系列问题,参考现有的比例物理模拟实验装置,成功研制出了新型多功能可视化三维物理模拟模型。该装置针对现有热采物理模拟装置模型的弊端,该装置重点解决了以下几个难题并形成了特色技术:(1)增强油藏比例厚度,准确模拟非均质油藏;(2)在模拟过程可视化,实时监测与调控油藏动态;(3)增强保温能力,降低热损,提高热利用率,模拟结果准确化;(4)实验模拟多功能化:双水平井SAGD(蒸汽辅助重力泄油)、直井注蒸汽辅助水平井采油、蒸汽吞吐、VAPEX采油。该装置投入使用后,可以较好地模拟稠油热采特别是SAGD采油的生产动态,监控蒸汽腔发育情况,深化对稠油热采的机理和生产动态规律的认识,更好的指导稠油油藏的开发。

电视制导小灵巧炸弹三维导引律

小灵巧炸弹是一种采用倾斜转弯(BTT)控制方式的小型面对称电视制导航空弹药,在实际飞行中必须确保其导引头框架角不超出可用范围。针对上述问题,根据时变偏置比例导引的思想,在三维空间中设计视线角速率偏置项,通过姿态角时变修正实现框架角约束,提出了一种带导引头框架角约束的三维纯比例导引律。仿真结果表明该方法在保证小灵巧炸弹战技指标要求的同时有效减少了框架角需求。

蒸汽辅助重力泄油改善汽腔发育均匀性物理模拟

针对双水平井蒸汽辅助重力泄油(SAGD)蒸汽腔沿水平井长方向欠均匀发育的问题,以国内某油田SAGD先导试验区为原型,设计了一套高温高压双水平井双管柱SAGD三维比例物理模型,对影响SAGD过程的重要油藏参数和操作参数进行了相似比例模化,利用高温高压物理模型进行了3组SAGD蒸汽腔发育实验。实验1:模拟现场趾端处汽腔发育迟缓,汽腔沿井长欠均匀发育的现象;实验2:在实验1的基础上采取注汽井长短管协同注汽-生产井长短管协同采油的调控策略;实验3:在实验1的基础上采取U型井SAGD调控策略。实验结果表明:两种调控策略均能使趾端附近发育缓慢的汽腔恢复发育,对于改善汽腔沿井长方向发育均匀性均有较好效果,调控后产油速率明显提高。

浅薄层超稠油油藏蒸汽吞吐后开发方式实验

应用三维相似准则设计并建立了高温高压注蒸汽三维实验模型,对影响注蒸汽采油过程的重要油藏参数进行了比例模化,研究了3种不同井网的蒸汽吞吐后注蒸汽采油接替开发方式。实验结果表明,与直井汽驱和水平井注汽直井采油相比,直井注汽水平井采油方式高产期较长,采油速率高,实验采出程度可达到70%.对于油层厚度为10~15 m的浅层超稠油油藏吞吐后期,直井注汽水平井采油是可选的接替开发方式。

MSCT扫描重建技术在肺局限性磨砂玻璃样病变定性诊断的价值

目的研究256层CT扫描后,重建技术对肺内局限性磨砂玻璃样病变的诊断价值。方法选择行256层CT检查所检出的最大直径≤3.0cm的f GGO患者57例,用多方位高分辨率重建的方法观察病变内支气管的改变,将f GGO内支气管改变分为2型:Ⅰ型:支气管在病灶中截断、变尖消失;Ⅱ型:支气管在病变中走行、扭曲、粗细不均,或走行正常。分别用轴位、多方位(包括横断位、多平面重建等)观察57例患者的支气管的改变。再测量病灶三维比例,并观察病灶周围是否存在血管集束征、胸膜凹陷征,其在肺癌和非肿瘤性病变之间差异是否具有统计学意义。结果横断位完整显示病变内支气管异常11个,其中支气管截断、消失(I型)5个,支气管穿行其中(Ⅱ型)6个。多方位显示病变内支气管异常及走行正常57个,其中支气管截断、消失16个,支气管穿行其中41个。两种显示方法的比较,差异有统计学意义(χ2=14.04,P<0.01)。以CT上Ⅰ型支气管表现定为诊断肺癌的依据,结果为恶性16个,与病理和随访结果对照,CT诊断为恶性结果中,正确16个,诊断正确率100%(16/16),但未检出者26例,假阴性率高。以Ⅰ型、Ⅱ型支气管表现定为诊断肺癌的依据,结果为恶性57个,与病理和随访结果对照,诊断为恶性结果中,正确42个,错误15个。诊断恶性病变正确率73.7%(42/57),但敏感性、特异性较低。肺癌组、非肿瘤性病变组的三维比率分别为(1.20±0.18),(1.59±0.21),差异有统计学意义(P<0.01)。肺癌组、非肿瘤性病变组的胸膜凹陷征,血管集束征比率有统计学意义(P<0.05)。结论采用多方位重建方法,有利于显示f GGO内支气管的改变,观察是否有血管集束征、胸膜凹陷征;准确测量其三维比例,有助于判断f GGO的性质。

交会式有源诱饵弹发射参数仿真

对交会式有源诱饵弹的不同发射参数对诱偏效果的影响进行了分析研究。基于弹载有源诱饵对雷达制导导弹进行诱偏的作战使用过程,建立了一系列相关的数学模型,用于模拟和评估诱偏效果。结合实例,选取不同的诱饵弹发射参数进行仿真,并分析了发射参数对诱偏效果的影响。结果表明,该研究为合理选择发射参数范围,优化发射参数提供了有效的方法和依据。

弹载有源诱饵对导弹诱偏过程仿真研究

为了研究弹载有源诱饵对雷达制导导弹进行诱偏的过程。首先分析了弹载有源诱饵对来袭导弹进行诱偏的一般战术过程;其次根据诱饵弹和导弹的运动特性,建立了三维比例制导条件下导弹接收到的干扰功率和飞行轨迹的相关数学模型;最后结合实例,给出了整个诱偏过程中的干扰功率及诱饵弹、导弹运动轨迹的仿真结果。结果表明所建立的仿真方法和模型能够准确描述整个诱骗过程,为分析弹载诱饵诱骗导弹的过程提供了一种量化的方法。

微小型飞行器目标自主追踪方法研究

针对微小型飞行器自主独立完成对运动目标实时动态追踪的问题,本文提出一种新型目标自主追踪方法。该方法基于欧拉法的改进方法预测—校正法预测运动目标实时运动状态和位置,而后采用比例导引和速度追踪的联合方法实现快速接近追踪目标、精确调整运动状态及稳定跟踪目标3个步骤,完成运动目标的自主实时追踪。将其应用于目标追踪过程中,在仿真步长为0.25s时,算法追踪位置误差小于0.025m。可见利用这种新型方法能够有效实现对运动目标完全自主的实时稳定跟踪与探测。

落角约束下的高超声速变体飞行器末制导方法

针对高超声速变体飞行器末段制导问题,提出了一种基于比例控制和预测-校正思想的末制导方法,在满足落角约束的条件下,提升飞行效果。以高超声速飞行器动力学方程为基础、三维偏置比例导引法为框架,构建末制导指令的数学表达。通过实时预测飞行器落角与目标值的偏差,在线校正导引律的偏置项。开展标称条件和任务变更条件下的仿真测试,并在扰动条件下完成蒙特卡洛打靶仿真试验。仿真结果表明,该末制导方法具有较高的制导精度和较强的抗扰动能力,且具有一定的自主性,能够适应任务变更的情况;该制导律发挥了变体飞行器的优势,相比传统飞行器具有更好的末段飞行性能。