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针对目前对航空发动机叶片进排气边缘形状的评价主要依赖人工目测,主观性强、效率低等问题。提出一种叶片进排气边缘形状自动评价方法,通过非均匀有理B样条(NURBS)曲线拟合、最小二乘椭圆拟合、等半径法等算法拟合叶型并提取相关型面参数,针对5类叶片进排气边缘不合格形状给出了定性的定义,根据叶片进排气边缘在不同形状时的曲率特征以及偏差值变化特征对其形状做出评价。通过实例验证表明:该方法能够实现对尖头、钝头、歪头、缩颈及大小大/小大小(LSL/SLS)5类叶片进排气边缘形状的自动判读,对于不同叶片型号和验收标准的应用场景具有较好的通用性,有效提高了叶片进排气边缘形状评价的效率。 相似文献
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针对航天器热备份控制计算机单机软故障,提出一种前向恢复方法.该方法依据航天器热备份控制计算机系统的先验知识,通过对内存分块管理和重分配,进行数据比对和数据同步,使得软故障情况下系统中各单机自主、稳定地恢复至独立输出完全一致.与传统的恢复方法相比,新方法针对航天器热备份控制计算机系统设置合适的故障识别与定位的方法,且不用增加任何硬件开销.利用返回飞行器GNCC控制计算机对该方法进行了实现,试验结果证明该方法正确可行,为航天器热备份控制计算机的自主恢复技术奠定良好的基础 相似文献
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高压涡轮工作叶片缘板阻尼结构设计分析 总被引:3,自引:3,他引:0
对某高压涡轮工作叶片缘板阻尼结构进行了阻尼效果计算及试验分析,试验结果表明:随着正压力的增加,阻尼比基本呈现为先增加后降低,然后在一定范围内波动的规律,阻尼比峰值出现在100~280N之间.计算得到一弯共振下的正压力为123~158N,与阻尼效果试验基本一致.分类比较了常用缘板阻尼结构形式的优缺点,改进完善后的阻尼片结构质量增加约30%,在激振力占气动力百分比分别为1%,3%及5%时,振动响应减幅分别为31%,21%及16%. 相似文献
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目前,使用数据挖掘的方法对目标的飞行航迹进行分析来确定航迹类别具有许多应用价值。飞行航迹数据具有维数高、交连多、可分类性能差等特点,要做到尽可能精确的聚类和分类十分困难。文章立足提高飞行航迹数据聚类分析的准确性,在航迹特征数据的预处理阶段,提出了一种平衡核函数的K-均值聚类方法,可以解决高维特征数据带来的奇异性,还能提高交叠样本的聚类性能;设计了一种模糊支持向量机的算法框架实现航迹的分类。通过实际飞行航迹数据集测试了设计框架下航迹聚类和分类识别的有效性,在实际工程上具有广泛的应用前景。 相似文献
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