一个识别零件几何与工艺特征的自动分类系统

提出了一种在成组技术中应用模糊综合评判理论识别零件几何与工艺特征、进行计算机辅助零件分类的新方法，据此设计了自动分类软件。本法是根据零件本身间的相似性自动分类，不需建立一套分类用编码系统，也不需事先设定假想零件。对不同的分类要求，修改各种输入信息很方便，具有柔性。本文对２３００个航空附件回转类零件作了试验分析，讨论了特征抽取，目标类别，权级、权重分配，模糊关系矩阵计算，及自动分类应用软件设计．本软件是在ＩＢＭ－ＰＣ微型计算机上用Ｆｏｒｔｒａｎ－７７语言实现的，分类结果满意，自动分类正确率达９０％以上。本软件设计方法也适用于设计管理部门．     

三硝基间苯二酚中硫酸测定的研究

本文研究了硫酸钡在氨水溶液中与ＥＤＴＡ的反应条件，提出用ＥＤＴＡ滴定法测定三硝基间苯二酚中的硫酸。本法准确度较高，稳定性好，操作简单，与样品标准值对照，结果满意。     

藜蒿中绿原酸溶剂提取方法研究

应用醇溶剂回流法提取藜蒿中绿原酸，通过正交试验，对藜蒿中绿原酸进行溶剂提取条件的优化研究，并分剐讨论了各因素对绿原酸提取率的影响。实验表明，乙醇浓度70％、12倍的提取剂用量、温度85℃、提取时间4h、提取两次为乙醇溶剂提取藜蒿中绿原酸的最佳条件，总绿原酸提取率为1.24％。     

两凸平面相贯立体的隐藏线消去法

本文介绍了一种消去两相贯凸平面立体的隐藏线算法。首先利用外法线法单体消隐,然后用线与面比较法作组合消隐计算,逐一确定各个单体上可见棱线在组合体上的可见线段,最后显示或绘制所有的可见棱线段和两体的可见交线,得到消隐后的立体图。本法信息输入量较小,功能较强,不但适用于两相贯的凸平面立体的消隐,而且也适用于两迭加的凸平面立体的消隐。本程序还适用于两体具有共面的情况。     

NH－1风洞新型的迎角自动控制系统

本文主要介绍高速风洞迎角机构自动控制系统的设计方案、工作原理、研制经验及成果。该控制系统在国内同类风洞中首次采用新型的磁粉器件作离合、制动装置，交流电机作驱动动力，实现用计算机对交流电机进行数字控制，获得了较高的控制精度，实际控制精度≤±１＇，系统性能稳定。     

采用新翼型的函道螺旋桨气动特性实验研究

对国内、外螺旋桨翼型研制和发展的情况作了简单回顾后对分别采用ＮＰＵＰＲ翼型及ＮＡＣＡ－１６翼型设计的四种螺旋桨方案的气动设计方法作了简单说明，同时介绍了用这些方案进行风洞实验研究的主要结果，这些结果与计算结果相一致。此外，计算和实验结果表明：ＮＰＵＰＲ翼型设计的螺旋桨明显优于用ＮＡＣＡ－１６翼型设计的２方案，而用ＮＰＵＰＲ原翼型的Ｋ、Ｚ方案又明显优于应用户要求修型的１方案。     

大阻塞模型测压试验洞壁干扰修正研究

用点壁压信息洞壁干扰修正方法，计及洞壁阻塞干扰轴向迁移加速度效应，对两组大阻塞度模型测压试验作了检验修正，并与国内外常用的几种壁压信息方法作了对比，进行了讨论分析．结果表明，本方法修正准确、简便且普遍适用。     

广义质量贡献的概念在模态识别当中的应用

本文通过具体实例说明广义质量贡献的概念在固有模态识别中的应用方法。用这个方法计算了大型运载器横振模态试验某状态的7个弹性振型的正交性及广义质量贡献的分布。研究表明,将本法同熟知的曲线比较法相结合是进行模态相关性研完的有效手段。用BASIC语言编制的振型正交性检查和广义质量贡献分布的计算机程序,可用于今后的模态试验。     

低速振荡三角翼气动特性研究

对后掠角７０°尖前、后缘三角翼进行了低速风洞试验。用五分量内式应变天平测量了静、动态气动力。考核了动态试验装置、测试系统和数据采集／处理方法。模型静态法向力测量结果跟文献［１］实验符合；在一定折合频率范围内作大振幅动态运动时，法向力和俯仰力矩出现过冲量；动态失速延迟；上仰和下俯运动产生的气动载荷形成滞后环。用俯仰气动阻尼表示滞后度并确定振荡稳定特性。文中还对实验结果用傅里叶分析作了预测，二者趋势一致。     

初唐七言律诗用韵研究

文章主要从首句是否人韵、出韵、重韵等角度对初唐的九次同题唱和及应制活动的八十八首七言律诗的用韵情况作详尽的分析。七言律诗首句不入韵为变例，变例至景龙三年明显减少；出韵和重韵分别出现两例和一例，比例很小，说明七言律诗用韵严格，其用韵规范是比较漫长的过程，至中宗景龙年间已基本达到规范。     

铝蒙皮涂装施工用的水溶性脱漆剂

本文研究的是以苯甲醇替代二氯甲烷为主溶剂的水溶性脱漆剂，它和传统的二氯甲烷型脱漆剂相比，毒性更小、对使用者的安全及身体健康元不利影响，且脱漆速度相当。通过对脱漆剂使用的研究和对比，结果证明，它对环氧类涂料、环氧锌黄底漆等都适用，尤其对于飞机蒙皮漆有良好脱漆效果。该脱漆剂具有原材料易得、对基才腐蚀性小、适用范围广、不燃烧等特点，一般常温下在30分钟内使可将漆膜溶胀。其与制工艺简单，涂覆方便、不易挥发、贮存较稳定，重涂性能好，对基村的后处理无不良影响。     

航天器金属热防护结构非灰体隔热层传热计算

为了计算多层隔热结构（由多个反射屏和非灰体半透明纤维隔热层构成）中瞬时耦合辐射和传导的热传递，构建了多层隔热结构的瞬时耦舍辐射和传导热传递的数值模型，并且分别采用有限体积法和有限差分法求解能量方程和辐射传递方程（Radiative transfer equation，RTE），而光谱的散射和吸收系数以及相函数则由米（Mie）理论求得，从而在更广泛的范围内为金属热防护系统的隔热纤维材料提供了广阔的选择余地。     

振荡翼型动态失速风洞试验研究

本文利用测力法对NACA0012翼型在振荡条件下的动态失速进行了风洞试验研究,阐述了测力法对动态失速试验的各主要环节的特殊要求和解决途径。试验结果表明,测力法与国外传统的测压法试验结果比较,吻合良好。因而为今后的振荡翼型气动特性的风洞试验研究开创了一条新的途径。     

非确定结构系统区间分析的直接优化法

工程中的非确定性问题可以用区间分析、随机理论或模糊集理论进行求解。本文采用区间分析法来处理结构静力分析和设计中的不确定性问题。将结构系统中的不确定性参数用区间数来表示，用有限元法建立系统的控制方程。该控制方程是线性区间方程组。本文讨论了一些求解区间线性方程组的方法并提出了一种直接优化法。将方程组中的所有区间数都作为设计变量，区间量的变化区间作为相应的设计变量的边界约束，运用约束优化法求出方程组解的各元素的最大值和最小值。文中给出了两个算例，列出了本文算法与其他算法的结果比较     

PIV中提取速度信息的一种新方法

通过对PIV中粒子图像固有特点的研究，提出了一种新的速度信息提取方法。该方法先通过模拟人眼判断粒子图像中心点的过程来获得粒子的中心点，再利用这些中心点之间的相关关系求取速度。以内燃机缸内流场的PIV实测图像为例，通过与直接FFT变换求相关的方法进行比较，阐明了该方法的特点。     

分形级数摄动法在振动问题中的应用

用戴劳级数的推广——分形级数代替原有摄动方法中的戴劳级数 ,并讨论分形级数摄动法解振动问题的一般原则。在本文实例中 ,小参数项ε和ε2 分别变为ε1.0 4 8389和ε2 .2 2 30 77。在求解分形级数的指数时可应用加权残值法 ,如最小二乘法。     

基于支持向量机的结构损伤程度识别研究

支持向量机(SupportVector Machine,SVM)是一种基于统计学习理论的机器学习算法,能够较好的解决小样本的学习问题,具有很优秀的回归特性。本文提出了一种基于支持向量机辨识结构损伤程度的方法,构造模态频率作为损伤标识量训练支持向量机对损伤程度进行预测,并以悬臂梁为例进行了仿真计算。结果表明:支持向量机是一种很有潜力的结构损伤识别方法,具有很好的应用前景。     

基于计算机视觉任务的图像直线提取技术

提出一种基于计算机视觉任务的图像直线提取技术 ,首先用边界检测算子提取边缘 ,然后用链码将边缘表示出来 ,并记录链码的端点 ,即直线的端点 ,通过逐步删除对计算机视觉任务无意义的链码 ,得到图像直线的链码表示 ,最后用最小二乘法拟合图像直线的链码。该技术能尽可能多地从图像中提取直线信息 ,既可以较准确地提取直线的端点信息 ,又能得到直线的准确表示     

单旋翼式直升机气动布局的几个问题

通过对某型号直升机气动布局设计，介绍了在直升机总体设计中选择直升机气动外形，平尾和尾桨的参数及益的一些基本方法。文中还介绍了对应的风洞试验结果，并将其与理论计算结果进行对比。实例应用证明，该方法是十分有效的。     

Research on Trim Control of Compound High Speed Helicopter

An investigation is conducted on optimizing the control allocation for trimmed flight on the compound helicopter. The compound helicopter features a single main rotor,a vectored thrust ducted propeller(VTDP)and lifting wings. Due to the redundant controls for thrust,elevator deflection,and differential and symmetric flap deflection,there is a wide range of trim solutions in forward flight for compound helicopter. A method is developed to calculate optimal trim solutions. Firstly,aerodynamics models for deferent subsystems of the compound helicopter are conducted,which consider the mutual interaction of each part. Secondly,a flight dynamics model is developed based on which the method of trim optimization is performed. Finally,the method is demonstrated using a compound helicopter UH?60 L/VTDP. The trim optimization of flight conditions from hover to 370 km/h is conducted using the optimization method. The controls,fuselage attitudes as well as the allocation of lift and thrust along with the flight speed are obtained.