一种实用的目标跟踪算法

针对很多高精度目标跟踪算法不能满足实时性要求的问题,提出使用Harris角点检测方法提取目标的少量特征;使用高精度的光流法对提取的部分特征点进行匹配;使用重心算法计算分散特征点的中心作为目标的脱靶量。该算法在保持精度的同时,提高了速度。设计的系统已经应用到实际工程中,对目标旋转、光照变换、变形等具有较高的鲁棒性,并且能够在20ms内完成目标位置的计算,满足实时目标跟踪的要求。     

透平叶片顶部间隙流动特性的实验和数值研究

利用粒子图像测速技术(PIV)捕捉透平叶片顶部泄漏流特征,并以此数据验证湍流模型和用商业软件CFX12.0进行的数值模拟方法.所研究的叶片为典型的GE-E3叶片,为了展示泄漏涡的生成和发展过程,用实验数据展示了3个不同截面的速度分布.数值计算中使用了混合网格生成技术及5种湍流模型.通过与实验数据的比较发现:RNG k-ε模型计算所得的泄漏涡与实验所拍摄的真实流动能较好地吻合.此模型和计算方法同样适用于研究叶顶射流对泄漏流的影响.计算结果显示:通过叶片顶部气膜孔射流产生的阻挡效应,最多能降低6.12%的主流泄漏.     

恒压式气体流量计变容室截面面积测量技术研究

为了研制恒压式气体微流量计,设计了以波纹管为主体的变容室,并对波纹管变容室截面面积进行了测量。采用多项式拟合公式对波纹管截面面积测量结果进行了修正,避免了波纹管非线性的影响,结果表明修正后偏差小于0.16%,截面面积的测量结果合成标准不确定度小于0.53%,可以满足使用要求。     

双锥流量计气液两相流流量测量模型研究

气液两相流广泛存在于化工、动力、炼油、油气开采与输送等领域,其参数的传感与测量是工业系统中难以回避的一个难题。提出一种双锥结构的新型差压式流量测量方法,设计并加工了直径比分别为0.5、0.6、0.7、0.8和0.9的双锥流量计,分析了不同直径比双锥流量计对单相介质的测量特性。以空气和水为介质,开展了水平管气液两相流流量测量实验研究。通过分析准气相流量比与 Lockhart-Martinelli 常数的关系,基于分相流理论建立了适合双锥流量计的两相流流量测量模型。实验结果表明,在不同直径比下准气相流量比与 Lockhart-Martinelli常数均具有优良的线性关系,流量测量模型对气液两相流总流量测量的误差可在6%以内。     

一种水平尾翼流动控制装置的实验研究

某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。     

多截面细径管结构参数对放气系统压降特性的影响

采用数值模拟方法研究了多截面细径管结构参数对放气系统压降特性的影响,得到了导管几何尺寸、导管内壁粗糙度和出口压力等参数对压降特性影响的变化规律。研究结果表明:缩短容器导管长度或扩大其内径对壅塞状态下的压降影响较小,但可以显著提高层流状态下气体的流动速度,从而减少放气时间;内壁粗糙度对壅塞状态下的压降特性影响较大,随着粗糙度的增大,压力下降速度有所降低,而对层流状态下的压降特性影响较小,在容器压力降至极低的情况下,粗糙度的影响可以忽略不计;出口压力对整个流动过程的放气速度影响较小,出口压力的进一步提高不会明显增加放气速度。该研究可为多截面细径管放气系统的优化设计提供依据。     

非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计

为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。     

基于统计学的旋转火箭发动机喷管热结构分析

以某型号固体火箭发动机喷管为研究对象,基于统计学聚类分析方法,研究了该型号喷管内流场、温度场及应力场对旋转的响应。采用流动-传热-热结构的顺序耦合方法,得到了各转速条件下的稳态流场及瞬态温度场、应力场情况。将流场、温度场、应力场原始数据标准化并构造关系矩阵,再通过聚类分析,将结果分别划分为类间差异明显的5类。由于喷管结构与旋转的耦合作用,流场与温度场及应力场聚类分析结果均存在差异。温度场与应力场聚类分析结果一致,说明旋转产生的离心力对喷管应力情况影响不大,热应力仍是该型喷管应力的主要来源。分别研究各类别中任意工况的应力情况,可得到不同战术指标下喷管热应力特征,提高了该型号喷管设计水平。该分析方法得到了统一的变化规律,可有效降低实验成本。另外,对于具有旋转特征的发动机喷管工作过程中的故障诊断、失效行为等的预示有指导意义。     

磁场全张量测量计算方法与误差分析

矢量磁场和磁场全张量数据是多磁源反演的数据基础。针对矢量磁场和磁场全张量的测量问题,文章提出了矩阵式矢量磁场连续扫描方法。对利用矢量磁场计算磁场全张量所用的数据结构进行了研究,应用MATLAB软件对常用的十字形和六面体两种不同数据计算结构进行了仿真分析,结果表明,两种计算结构的误差相近且均不大于10%;并分析了基线距离对磁场全张量计算的影响,结果表明,磁场全张量计算误差随着基线距离的增加而增加。     

小卫星AIT流程简化探讨

调研了国外航天器总装、测试与试验(AIT)流程的发展,总结了快速AIT研制经验,包括简化或删除大型环境试验、采用自动化测试等。介绍了国内小卫星的传统AIT流程,指出由于体系构架、软件落焊等原因导致AIT流程过于繁琐。结合调研结果,从首发卫星、继承卫星和快速响应卫星三个方面给出了简化的国内小卫星AIT测试流程,优化方法包括删减环境试验、简化综合测试、提高总装效率等,并提出了卫星设计模块化,测试设备通用化和小型化,测试自动化,以及总装工作自动化等小卫星设计优化及测试方法的改进建议。