一种改进的特征匹配算法在碎片云测量建模中的应用

为满足超高速撞击典型Whipple防护构型的损伤评估需求,利用图像处理技术对碎片云序列阴影图像进行深入研究。使用超高速序列激光阴影成像仪得到三组不同实验条件下碎片云发展过程的高清阴影图像,分别对每组最具代表性的2帧进行图像处理分析;根据碎片云图像特点以及碎片运动特性,提出了一种改进的碎片二次特征匹配算法,该方法包含碎片粗定位、特征定义及初匹配和精确匹配三步策略;通过运用改进的匹配算法,对选取的相邻两帧图片完成碎片高效匹配,并提取匹配碎片的运动参数,进而分析碎片的速度分布和飞行角度分布,获取二次碎片云相关运动特性;得到三组实验各自的轨迹模拟图。根据得到的轨迹分析结果分别对三组实验的后板损伤进行估计,并通过与防护构型的实际损伤结果进行比较,验证了该方法的有效性。     

局部高温诱发CL-20/TNT共晶炸药内反应流传播的ReaxFF分子动力学模拟

为了更好地理解含能材料热点火以及热点成长现象和机理,采用基于第一性原理的Reax FF反应力场分子动力学方法模拟了CL-20/TNT共晶炸药内反应流传播的时空行为和初始化学反应过程。通过NVT系统和Berendsen温度耦合方法对含能材料两端连续快速加热并维持在高温条件激发反应流的产生和传播,并采用两种不同的热载荷(3000,4000 K)比较温度差异对初始热分解速率的影响。两端热载荷为4000 K时,热冲击传播过程中粒子瞬时平动速率可达0.5 km·s~(-1),高于3000 K时的情况。于此同时,两端高温将引发含能材料逐渐发生分解反应,同温度条件下,共晶中CL-20的分解速率高于TNT。另外,热载荷温度越高,共晶完全分解所需的时间越少。产物识别分析显示,CL-20/TNT共晶热分解的主要产物为NO_2,NO,H_2O,N_2,CO,CO_2,HONO,H_2O_2,CHON,H_2N,CH_2O,其中,NO_2是初始热分解产物,而最终产物为N_2,CO_2和H_2O。     

多孔C/SiC复合材料的制备及其性能

以W丝作为成孔剂,采用孔隙预置技术制备了发汗多孔C/SiC复合材料,对其孔隙结构进行表征,研究了材料的力学性能和渗透行为.结果表明:采用孔隙预置技术能够有效的控制多孔C/SiC材料开孔率和孔隙结构,其孔隙主要由W丝去除后形成的直通孔组成,开孔率决定于W丝的体积含量,所制备的材料具有良好的力学性能和渗透性能.其弯曲强度达到358 MPa、弯曲模量达到124 GPa,断裂韧性达到16.7 MPa·m1/2,空隙率为23.5%,渗透率为1.02×10-3mm2,材料表现为韧性断裂模式,其孔隙的存在并没有对材料的力学性能产生明显的影响.     

液体发射药迫击炮内弹道燃烧稳定性

为研究液体发射药迫击炮内弹道特性,搭建60 mm液体发射药迫击炮瞬态测试系统,对其燃烧室压力变化与迫击炮弹初速进行测试。在试验基础上,基于非定常欧拉-拉格朗日模型和液体发射药蒸发-燃烧模型建立带燃烧反应的液体发射药迫击炮两相流计算模型,对内弹道过程中的反应流场进行模拟,分析复杂气相流场与液体发射药喷射燃烧间的耦合关系及压力振荡形成机理。结果表明：60 mm液体发射药迫击炮燃烧稳定性好,具有工程化潜力;数值模拟与试验结果吻合度较高,且可以复现压力振荡现象,计算模型具有合理性;液体发射药的喷射与燃烧均受燃烧室内气涡的影响;反射波引发的液体发射药集中燃烧使压力表现为一种振荡发展。     

光纤珐珀应变计应力温度影响实验分析

对157 nm激光微加工技术制作的全光纤珐珀应变计进行了实验分析。介绍了光纤FP应变计的制作过程与工作原理,并开展了应变计的加载和温度测试试验。实验表明该光纤FP应变计粘贴于悬臂梁后,线性度和重复性较好,在温升过程中,由于悬臂梁的热膨胀造成了光纤应变计的热输出。通过采用对称贴片耦合求解方法进行热输出补偿,光纤应变计的热输出减小为补偿前的2.1%,为变温环境下的高精度测量提供了解决方案。     

红外卫星对通用高超滑翔导弹的可探测性分析

随着临近空间高超声速技术的迅猛发展和临近空间高超声速导弹的装备使用,新的军事威胁已成为现实。由于临近空间高超声速导弹飞行弹道低且具有机动飞行的特点,需要对它进行实时探测跟踪才有可能对其飞行弹道进行预测。受地球曲率等因素的影响,地面雷达系统对临近空间高超声速导弹的探测距离有限,且组网探测对雷达数量需求庞大,因此卫星探测是一种较好的手段。对美国当前大力发展的海陆军通用型高超声速滑翔体(Common Hypersonic Glide Body, C-HGB)的红外辐射特性进行了初步分析,并结合高轨红外预警卫星的探测能力,初步分析了预警卫星对处于滑翔飞行阶段的C-HGB的可探测性。结果表明,当前的高轨红外预警卫星难以实现对处于滑翔段的C-HGB的探测,所以需要改进卫星红外探测系统或者组建低轨卫星星座。     

高超声速风洞试验段环境飞行器颤振的视觉三维测量

测量高超声速风洞试验中模型颤振数据对飞行器安全设计至关重要,接触式传感器测量存在精度低、使用不便等缺点。本文采用非接触式立体视觉三维测量技术,测量试验过程中模型表面关键点的振动变形,为模型颤振分析提供基础数据。为了克服试验过程中试验段内的气压从真空到常压交替变化引起的强烈振动,通过设计视觉测量系统密封装置与气浮减振器,将视觉三维测量装备放置到Φ1 m高超声速风洞试验段内,并提出基于模型关键点与系统参数同时求解的系统参数自校准算法,消除试验段环境振动引起的测量误差。试验结果表明:在测量范围为1 m×1 m×1 m、相机分辨率为1 000×1 000 pixel时,系统的测量精度优于0.1 mm,满足高超声速风洞试验模型颤振的测量需求。     

红外成像在羽流撞击平板热效应试验中的应用

为了研究发动机羽流撞击平板的热效应,通过在风洞内建立羽流流场,利用红外热像仪测量平板模型的表面温度,进而获得不同推力产生的羽流撞击平板的热流率分布.首先回顾了高空羽流污染及其效应研究所开展的工作,接着介绍了试验研究所使用的高超声速低密度风洞、红外热像仪等主要仪器设备的性能参数以及平板模型的外形特征,其次给出了2 N与10 N推力的试验条件、热流处理方法、试验结果及其讨论.最后研究了推力喷管轴线与平板距离变化对羽流撞击平板的热效应影响.结果表明:发动机喷管轴线与平板的距离不同,羽流撞击产生的高热流率区域的位置与大小也不相同,距离越小,高热流区域越靠近平板前缘,产生的热效应也越强.