弹体尾部斜锥面形状对侵彻偏转的影响

针对弹体斜侵彻多层靶时弹道发生的偏转问题,建立了弹体尾部为斜锥面结构的弹体侵彻偏转理论计算模型,获得了当速度为0.2~1.2km/s、着角为-30°~20°、弹体半径为30~60 mm、尾飘斜面与弹轴的夹角为0°~4°时偏转随尾部结构的变化规律,通过与试验结果进行对比,验证了模型的准确性。结果表明:弹体侵彻仰靶时,弹尾形成负的偏转力矩,弹体产生“低头”效果;弹体侵彻俯靶时,弹尾形成正的偏转力矩,弹体产生“抬头”效果;弹体尾部斜锥面产生的垂直弹轴的偏转力矩约为平行弹轴的偏转力矩的100倍;增大尾飘斜面与弹轴的夹角、尾飘长度、弹体半径均可增大偏转力矩;与增大尾飘长度相比,增大尾飘斜面与弹轴的夹角对增大偏转力矩更有效。

基于运动法的航空发动机高速燃油齿轮泵卸荷槽设计与验证

高压、高速、高温化使得齿轮泵固有困油问题愈发严重,传统卸荷槽结构已难以满足高性能燃油泵设计要求。为此本文提出一种基于运动法的新型卸荷槽结构设计方法,通过构建困油模型并从整泵全局角度分析齿轮参数对困油各项性能的影响规律,以确定齿轮参数并为卸荷槽设计提供约束条件;其次基于齿轮运动规律和卸荷槽设计原则进行了某型燃油齿轮泵卸荷槽的设计,并进行了多个工况下新型卸荷槽和传统卸荷槽困油特性仿真对比;最后试制了样机并通过试验验证了卸荷槽设计的有效性。研究结果表明:所设计的卸荷槽与传统矩形卸荷槽相比,同工况下最大困油压力降低63.4 MPa,流量脉动率减小33.5%,空化区域更小,工作性能更优,能够显著缓解困油带来的不利影响。采用该结构卸荷槽的齿轮泵具有高的容积效率和长时抗汽蚀能力。

稳态渗流下非饱和土涵洞竖向土压力的迭代解与简化

为描述稳态渗流下不同类别非饱和土涵洞的竖向土压力变化,应用圆弧小主应力轨迹法和Mohr应力圆获得考虑土拱效应的滑移面土压力系数,继而基于非饱和土的有效应力强度公式与吸应力理论,由水平薄层单元的竖向力平衡分别建立稳态渗流下上埋式/沟埋式非饱和土涵洞竖向土压力的迭代解,给出应用步骤并开展对比验证与方法拓展,最后结合吸应力沿深度分布规律提出涵洞竖向土压力的简化实用公式。研究结果表明:涵洞竖向土压力迭代解能合理反映土体类别、水分蒸发、降雨入渗和土拱效应的综合影响,并得到文献现场实测和理论公式数据的正确性验证以及对非饱和土涵洞的适用性;涵洞竖向土压力实用公式可显式表达且精度良好,方便估算不同稳态渗流下涵洞主要荷载;砂土涵洞可忽略非饱和特性影响而按饱和土计算竖向土压力,粉土和黏土涵洞可简化吸应力沿深度为线性分布;上埋式涵洞土拱负效应使得竖向土压力增大,而沟埋式涵洞土拱正效应使得竖向土压力减小。

多室连续混合设备桨叶设计参数优化

为优化多室连续混合设备的设计参数,开展多室连续混合设备桨叶多目标优化研究。以混合室单位体积功耗和混合室轴截面有效混合面积为目标函数,峰值剪切应力为约束变量,建立了基于径向基函数的多目标优化模型,采用正交试验设计和遗传算法对桨叶进行了参数优化,并对优化结果进行了CFD仿真和试验验证。结果表明,多室连续混合设备特性参量的显著影响因素为桨叶外径、桨叶-壁面间隙以及桨叶转速。相对于初始设计,优化后单位体积功耗降低了14.90%,混合室轴截面有效混合面积增加了4.10%,二者乘积降低了11.47%,峰值剪切应力降低了21.28%,在混合能力降低较少的情况下安全性获得了较大的提升,证明了基于径向基函数的多目标遗传算法在多室连续混合设备性能优化上的可行性。

高速标准破片速度衰减规律试验研究

为研究符合北约STANAG 4496标准的高速破片在空气中运动的规律,设计了一种使用30 mm弹道炮发射的破片弹,并用多组区截测速装置获得标准破片在1400~2200 m/s速度范围内的运动数据。在此基础上,采用数值仿真和理论分析2种方式对破片在空气中运动的速度衰减规律进行了研究,利用CFX软件模拟破片在空气中运动的受力情况来推导破片运动速度,仿真与实测速度的最大误差为2.71%;结合破片运动方程建立了速度衰减模型,推导出破片运动过程中迎风面积的极值,结果表明:破片衰减系数k为0.008899;破片空气阻力系数cx取值范围为[0.99304,1.61721],并通过试验验证了速度衰减模型。

基于火箭橇的变马赫气流扩张通道研究

针对火箭橇气流通道装置开展设计与数值模拟研究。首先,将气流扩张通道内部划分为初始源流膨胀区、消波区和均匀流试验区,然后,应用Foelsch方法对初始膨胀段型线进行设计,采用基于轴线马赫数预设的特征线方法对过渡消波段进行设计,最后,针对扩张比为2.5的火箭橇气流扩张装置,在运行速度为1.5Ma、2Ma、2.5Ma和3Ma条件下开展数值模拟分析,结果表明,通道进口膨胀波随着运行速度的增加而减弱,1.5 Ma速度条件下的相对压力峰值为0.14 MPa,3 Ma速度条件的相对压力峰值为0.018 MPa,相对压力峰值下降约87%,使进口条件得到改善,最大马赫数模拟偏差为3.9%,静压模拟偏差为6.5%。

基于CoaXPress接口的高速串行传输系统设计

CoaXPress是一种新型高速数字图像传输接口标准,适用于各种高速和高带宽图像传输应用。本文设计实现了一种基于CoaXPress接口的高速串行传输系统。针对多路高速串行数据传输、调度、缓存和同步难题,硬件上每个模块设计4路CoaXPress接口,模块以FPGA为核心,采用PCIe3.0×8接口与主控制器进行通信,使用DDR4缓存高速数据;FPGA固件逻辑设计中使用XDMA硬核与主控制器进行通信,使用FDMA完成对DDR4的数据调度,使用GTH收发高速串行数据;采用FIFO缓存同步技术和PXI_TRIG触发总线技术相结合的方法,成功地实现了8个CoaXPress发送模块共32路发送接口之间的同步。最终对CoaXPress接口模块和系统进行了测试,CoaXPress接口的眼图、码速率、误码率、同步精度均满足要求。本文所设计的基于CoaXPress接口的高速串行传输系统工作稳定,性能可靠,已应用于新一代空间飞行器载荷—数传链路测试。

基于STM32的室内照明系统设计

为了实现节约能源、促进绿色发展,本设计以STM32F103系列单片机为核心设计的智能室内照明系统,通过红外热释电传感器检测周围环境是否有人员进出,声音传感器检测声音信号,光敏电路检测周围的光线亮度来控制台灯的点亮时间,并根据不同时间段照明需求改变照明光强。将这些模拟量信号传输入单片机再利用单片机内部的A/D转换模块将模拟量转换成数字量,利用PWM对LED灯亮度进行实时控制与调节,最终在硬件平台上测试证明该照明系统的有效性。

单轨火箭橇-发动机一体化设计

针对传统单轨火箭橇系统零部件附加质量过高的问题,提出了一种由发动机和滑靴组成的箭橇一体化结构,采用三维欧拉-伯努利梁单元对火箭橇系统进行离散,对滑靴位置做寻优计算,发现中滑靴处于前后滑靴的中间位置时,系统振动量最小,位置分布最优。设计了3种滑靴与发动机壳体连接的方案:(1)滑靴通过锯齿形焊缝与发动机壳体包覆连接,(2)发动机壳体直接堆放在滑靴靴体上,(3)滑靴通过支撑板过渡件与发动机壳体连接。采用橇-轨耦合动力学方法计算方案2和方案3的在轨安全性,方案3的火箭橇系统力学环境更优,其系统附加质量比传统单轨橇降低了73%。最后,开展了箭橇一体化验证试验,验证了箭橇一体化设计方案的合理性。

伪装遮障材料耐老化性能与机理分析

目的 研究伪装遮障材料在实用期的老化机理,获悉伪装遮障材料失效的主要环境因素。方法 通过分析伪装遮障材料在自然环境和实验室单因素环境中的性能变化,得出影响伪装遮障材料老化失效的主要因素。采用扫描电子显微镜、红外光谱仪、X射线光电子能谱仪表征材料的微观形貌、化学结构和化学成分变化,解释伪装遮障材料的老化机理。结果 获得了在不同自然环境、实验室单因素环境下,伪装遮障材料颜色外观和力学性能的变化规律,得到了伪装遮障材料在老化过程中发生的微观形貌、化学结构和化学成分变化。结论 伪装遮障材料在西双版纳自然环境下的老化程度最大,在济南自然环境下的老化程度最小。光照是导致伪装遮障材料颜色外观及力学性能降低的主要因素。老化过程中,主要是材料表面的聚氨酯发生老化、脱落,导致材料的力学性能下降。伪装遮障材料破坏时,纤维有2种失效形式,一种是纤维脱黏、直接断裂;另一种是纤维脱黏,拔出,或者拔出过程中断裂。

侵彻弹体尖卵形头部形状对偏转力矩的影响

针对尖卵形头部弹体斜侵彻多层靶时弹道发生偏转的问题,建立了着重分析尖卵形头部形状系数对头部侵彻时产生的偏转力矩影响的理论计算模型和试验研究方法,提出了头部侵彻阻心位置,计算了头部偏转力矩在一定侵彻条件下随头部形状系数的变化规律。结果表明,偏转力矩随形状系数变化存在拐点,拐点前偏转力矩随形状系数增大而增大,拐点后偏转力矩随形状系数增大而减小;弹体半径和着角增大,偏转力矩随形状系数变化的幅度上升;侵彻速度增大,偏转力矩随形状系数变化的幅度下降;弹体头部侵彻仰靶时产生“抬头”偏转力矩,侵彻俯靶时产生“低头”偏转力矩。

高超声速火箭橇刨削效应仿真与验证研究

为形成具有高置信度水平的火箭橇试验刨削效应分析能力,基于真实的在轨试验刨削数据,开展了高超声速火箭橇刨削效应仿真与验证研究。首先,通过分析火箭橇在轨试验真实刨削数据,获取了典型刨削现象的参数描述;通过化学成分和金相显微组织检测,实现了基于绝热剪切理论的刨削机理闭环验证。然后,利用静态拉伸试验和高温双同步Hopkinson杆试验,获取了Johnson-Cook本构模型参数。最后,使用物质点分析方法,开展了火箭橇垂向速度分别为1.75、2.00和2.25 m/s的3种工况刨削效应仿真,得到了与真实试验刨削形貌基本一致的仿真结果。仿真结果与在轨试验真实数据对比显示,当滑靴垂向速度为2 m/s时,刨削坑长度、深度实验和仿真偏差分别为1.8%、-3.9%,均未超过5%,达到了较高的一致性,验证了物质点方法分析刨削的适用性。该方法和参数取值可以作为后续高超声速火箭橇试验试前刨削安全性评估的参考。

弹射救生火箭橇气动特性数值模拟及试验验证

针对高速运行条件下飞机弹射救生试验难题,全尺寸火箭橇试验是低风险、高费效比的研究手段。为确定气动力对弹射救生火箭橇工作状态的影响,本文建立了全尺寸双轨弹射救生火箭橇模型,在CFX平台上对比分析了k-ε、k-ω和SST这3种湍流模型对数值模拟结果的影响,结果表明湍流模型对计算结果相对误差小于1.5%。基于SST湍流模型,对弹射救生火箭橇橇体和座舱两部分的气动特性进行了数值模拟。结果表明:亚音速和跨音速条件下,弹射救生火箭橇的等效阻力系数随速度的增加而单调递增,橇体和座舱阻力之比随速度增加呈现先减少后增加的规律;火箭橇橇体对弹射救生座舱舱盖的阻力、升力及压强影响均较小,两者计算误差小于16%,火箭橇流场对飞机座舱舱盖切割性能测试影响较小。在亚音速条件下开展了弹射救生火箭橇试验,实验结果与计算值吻合较好,验证了数值模拟方法的可靠性,研究结论可为飞机弹射救生试验提供思路。

基于改进YOLOv7-tiny的坦克车辆检测方法

针对不同种类无人机航拍高度相差较大、图像分辨率不佳引起的坦克车辆检测算法效果不佳、速度慢等问题,提出一种基于改进YOLOv7-tiny的无人机视角坦克车辆检测算法。首先构建包含568幅图像、2132个目标的坦克车辆数据集。其次对YOLOv7-tiny网络进行3个方面改进:提出了AC-ELAN网络结构并加入3D注意力机制,提高对目标信息的提取能力;引入SPPCSPC结构进一步扩大模型的感受野,同时能够有效减少训练学习时间;将损失函数计算方法替换为WIoU,聚焦于普通质量锚框,加速了模型收敛。最后实验结果表明,改进算法在自建数据集上表现优异,比传统的YOLOv7-tiny平均精度提升5.0%,在GPU设备上检测速度达到71帧/s,能够在无人机计算平台实现实时检测。

砂岩型铀矿天然微动地震反射波提取研究

天然微动法是一种绿色低成本的地震勘探方法,为实现砂岩型铀矿高精度天然微动地震反射波勘探技术的应用,基于主动源地震反射波勘探成果,建立了砂岩型铀矿地震波速模型,利用具有随机特征的天然微动震源信号和有限差分法地震正演模拟技术,实现了天然微动地震声波波场的正演模拟。基于此,通过地震干涉方法,实现了天然微动地震反射波的提取和成像,并研究了砂岩型铀矿天然微动地震反射波的响应特征。数值模拟结果表明,数据采集时长和地震波速差异是影响天然微动地震反射波提取的关键因素,长时间采集的微动数据和高波速差异的地层介质可改善地震反射波提取和成像的质量,进而为砂岩型铀矿高精度天然微动地震反射波勘探提供依据。

基于纳米压痕技术的齿根渗碳层力学特征表征

18Cr2Ni4WA齿轮齿根的渗碳层具有不同于基体的力学特性,准确表征其力学特性对于研究齿轮齿根的裂纹萌生和疲劳性能至关重要。将纳米压痕技术作为渗碳层局部力学特性表征的试验手段,针对渗碳层开展纳米压痕试验,结合有限元仿真,根据不同本构参数组合下的载荷–位移曲线的曲率、残余深度、塑性功与总功之比3项参数预测的综合误差,确定18Cr2Ni4WA齿轮齿根渗碳层的本构参数。试验验证结果表明,由纳米压痕试验得到的载荷–位移曲线能够可靠地反映渗碳层的力学行为。

存在非高斯重尾分布噪声的纯方位目标跟踪算法

纯方位目标跟踪是目标跟踪研究中的热点问题,针对目标跟踪方程中的非高斯重尾分布噪声问题,提出了一种针对非高斯重尾分布噪声的卡尔曼滤波算法。该方法通过建立基于存在异常值的高斯分布的层次高斯模型来近似未知的非高斯重尾分布系统过程噪声和测量噪声,并使用变分贝叶斯推断来学习混合概率,解决混合概率不确定带来的滤波性能下降的问题,从而提高滤波的鲁棒性。同时针对纯方位目标跟踪模型的非线性,结合修正增益卡尔曼滤波来降低量测方程非线性的影响。数值仿真结果表明,相对于EKF、UKF和变分贝叶斯卡尔曼滤波PEKF-VB、VBEKF,新算法VBMGEKF估计精度分别提高了69.31%、58.08%、127.84%和9.36%,具备更好的鲁棒性与精度。

硝酸镧对锌铝镁合金表面钝化膜耐蚀性的影响

为解决锌铝镁钢板的耐蚀性问题,以硝酸镧作为稀土添加剂在其表面制备丙烯酸树脂-硅烷-稀土钝化膜层。采用扫描电子显微镜、X射线衍射光谱分析、电化学工作站、中性盐雾试验等方法,研究了不同硝酸镧添加量对钝化膜结构及耐蚀性的影响。结果表明,钝化膜以堆积方式沉积到基材表面,硝酸镧添加量为0.5%时,耐盐雾试验时间可达到72 h,腐蚀电流密度降低至1.11×10-6A·cm-2,相较于基体降低了两个数量级,耐黑变性良好。

基于标定冲击系数的锤击过载计算方法

针对WJ 233锤击机由于缺少不同齿数、配重和冲击过载值之间的对应关系而造成使用不便的问题,提出标定获取冲击系数计算锤击过载的方法。该方法利用能量法建立锤击机运动模型并计算击锤速度,基于加速度定义和应力传播的弹性碰撞接触时间推导出锤击加速度大小等于冲击系数和撞击速度的乘积,通过标定锤击机典型齿数的冲击系数,利用试验配重在某一齿数下的过载测试值即可计算出其他齿数对应的冲击过载值。验证结果表明,标定冲击系数计算锤击过载方法反映了锤击机冲击过载和配重、齿数间的相互关系,5齿、10齿、15齿、18齿、23齿过载计算值与实测值最大误差小于7%。

非对称双轨火箭橇动力学建模与仿真研究

目的 以高速非对称双轨火箭橇系统为研究对象,建立包含橇-轨相互作用的相关动力学模型,开展全轨范围内的动态特性数值模拟研究。方法 在明确火箭橇的组成和动力学过程基础上,对非对称双轨火箭橇进行受力分析,推导和建立非对称火箭橇-轨道耦合动力学模型,并对火箭橇进行自由模态分析。分析获得火箭橇气动力时程曲线、考虑火箭发动机质量损失的附加质量时程曲线,同时重构了轨道不平顺模型作为轨道激励。在此基础上,采用动力学软件分析火箭橇系统的动态特性。结果及结论 产品橇模态高于第二级推力橇,第二级推力橇模态高于火箭橇整体模态。火箭橇加速度随运行速度的增加而增大,竖向加速度大于横向加速度,火箭橇高速运行过程时的危险部位位于侧边翼上,有折断的风险。火箭橇竖向滑靴之间存在相位差,火箭橇竖向做俯仰运动,横向为往复摆动,竖向动力响应约为横向的1~2倍。