基于NSCT与PCNN的图像融合

针对非下采样Contourlet变换(NSCT)变换的平移不变性、多尺度性和多方向等特点,结合脉冲耦合神经网络(PCNN)的全局连接性和神经元的脉冲同步性,提出基于NSCT变换区域特征与脉冲耦合神经网络相结合的图像融合方法。首先对待融合图像进行多尺度、多方向的分解,低频系数采用区域能量融合规则,高频系数作为脉冲耦合神经网络的输入,最后对融合后的系数经过NSCT逆变换得到融合图像。实验结果表明,融合结果在主观和客观评价上均优于其他对比方法。     

超燃进气道分离流动的凸起物控制机理研究

双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性。不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,采用5阶特征型WE-NO格式与3阶TVD型Runge-Kutta格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes方程,研究了利用凸起物作为涡发生器的被动控制方法,及其对高超声速流动分离现象的控制效果。结果表明高精度数值格式能够捕捉到复杂精细的流动分离结构,总结了摩阻、压力等在分离再附位置的变化规律;发现凸起物通过诱导形成局部流向涡进行流动控制,能够改变压力分布,减弱分离强度,影响分离结构。     

一种基于PXI总线的自动测试系统研制

日益复杂的电子产品的综合测试需求,使得传统测试设备的应用面临难题。利用虚拟仪器技术及Lab-VIEW开发平台,开发了一种基于PXI总线的自动测试系统(ATS),从硬件和软件方面说明了系统的设计原理和实现方法,重点介绍了接口适配器的设计和基于专家系统的故障诊断方法。系统具有良好的人机交互界面,在使用过程中运行稳定可靠、测试效率高、使用维护方便。     

基于流固热耦合的非金属迷宫密封泄漏特性与公式构造

建立了考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏特性流固热耦合数值求解模型,在验证求解模型准确性的基础上,研究了聚醚醚酮（PEEK）、填充30%碳纤维增强聚醚醚酮（PEEK-CA30）和铝合金三种材料迷宫密封在不同压比、温度下的流场特性、结构力学特性与泄漏特性,并基于Vermes公式构造了考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏量理论公式。研究结果表明:建立的迷宫密封流固热耦合模型可以准确计算非金属密封齿的变形量和变形后的泄漏量。在研究的三种材料中,采用PEEK-CA30材料密封齿的变形量相对较小,占密封齿径向长度的0.35%~0.67%,其密封性能较好,相比于未考虑齿变形密封的泄漏量增加1.2%~6.8%。当温度高于500 K,压比大于3时,采用铝合金材料密封齿的最大等效应力达到材料的屈服极限而引起密封件失效。所构造的泄漏量理论公式能够准确预测考虑齿变形的非金属迷宫密封泄漏量,为非金属迷宫密封泄漏特性分析提供理论依据。      

原子层热电堆热流传感器在激波风洞试验中的应用

高超声速边界层转捩及激波-边界层干扰等基础气动问题的风洞试验中,高频脉动热流是一重要测试量.为了验证自研的原子层热电堆热流传感器在实际风洞试验环境中的性能,利用尖锥模型在Φ2m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数4.7×106/m等流场条件下的风洞试验,并与高频脉动压力传感器对比,热流测试结果反映出...     

新型碳纤维格栅夹层结构模拟研究

新型飞行器机体构件的设计要求在所允许的有限重量下实现结构超轻型化。格栅夹层结构是当前国际上最有前景的新一代材料结构之一,已开始应用于航天结构。为分析三角形点阵格栅结构的受力性能,本文通过解析分析,用连续体模型模拟平板状格栅结构,得到各种不同尺寸下格栅结构的解析通解。经与ABAQUS有限元软件模拟试验对比,这种方法可将误差控制在较小范围内。与在相同重量条件下传统的蜂窝夹层结构相比较,进行三点弯曲模拟试验,三角形格栅结构具有更高的抗弯性能。     

一种高亚音速弹用S弯进气道设计及其特性

针对导弹进气道的结构特点，在前人的工作基础上总结出一种适合导弹使用的大偏距、短扩压S弯进气道的设计方法。该方法通过变更中心线、面积规律、唇口形状和喉道位置等参数完成进气道的设计。应用本文中使用的S弯进气道的数学描述方法，可以方便地完成S弯进气道的几何造型工作，实现此类导弹用S弯进气道的参数化设计，生成的造型数据也可以为CFD和CAM使用。此外，作为验证，文中应用此方法设计了一个椭圆进口的S弯进气道，并进行了模型的风洞实验。实验结果表明，使用本文方法设计的弹用S弯进气道可以达到较好的气动性能，能够满足应用需要。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题.以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径.该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术.     

斜置尾桨对直升机飞行特性的影响

基于叶素理论建立了斜置尾桨的数学模型,以UH-60A直升机为对象,计算了平飞配平特性,并与试飞结果进行对比,完成了对模型的验证。验证结果表明,所建的斜置尾桨模型合理准确,能满足工程精度。本文从直升机悬停需用功率研究了尾桨斜置角的设计,计算了不同尾桨斜置角对直升机悬停需用功率的影响,得出UH-60A直升机的尾桨斜置角优化值为20~25°。通过计算和对比斜置尾桨与常规尾桨直升机的平飞配平特性,得出尾桨斜置主要影响直升机的纵向配平特性。最后,对斜置尾桨的利与弊进行了一些讨论。     

基于EKF方法的橡胶隔震支座参数识别实验研究

采用Bouc-Wen模型建立橡胶隔震支座的非线性动力学方程,基于已有研究成果,缩减模型参数简化模型,建立不同数量参数的迟滞模型模拟橡胶隔震支座的非线性特性。对橡胶隔震支座进行振动台实验,基于测得的加速度信号和广义卡尔曼滤波(Extended Kalman filter,EKF)方法在线识别橡胶隔震支座的参数和位移。对不同参数数量的Bouc-Wen模型在不同地震波激励下,EKF方法识别得到的橡胶隔震支座模型参数一致,且识别的位移和实际测量得到的位移曲线吻合良好,验证了本文所得模型参数的有效性和准确性及模型简化的合理性,也证明了EKF方法在橡胶隔震支座参数识别中的有效性。