涡切片图象立体重建

 <正> 1.引言 激光片光技术和流体中微粒的光散射效率逐步提高;从烟雾、水汽到激发诱导荧光使流动可视化程度不断开拓。许多研究工作需要通过观察切片照片获得对复杂流动整体结构的理解。因此,将系列二维切片照片重建成立体图象是十分有意义的。 近年来这方面比较典型的工作有Jimener的平面混合层和Agui and Hesselink的共轴喷流重建,分别在平面型和封闭柱面型的不同气流混合界面研究涡系的生成和发展。用涡迹切片重建的三维图象能清楚地显示涡的内部结构,对提供合理的流动假说和计算模型有重要意义。     

AB型聚酰亚胺单体的合成及气相沉积聚合研究

合成了三种AB型聚酰亚胺单体:4-(4-氨基苯氧基)邻苯二甲酸(单体4),4-(3-氨基苯氧基)邻苯二甲酸(单体7)和对(间)乙基4-(3-氨基苯氧基)邻苯二甲酸酯(单体8或9)。利用热失重分析(TGA)对比研究了这三种AB型聚酰亚胺单体的热行为。结果表明,单体4、单体7和单体8(9)在升温的过程中能发生热聚合生成聚酰亚胺。将单体4用于气相沉积聚合设备,得到了均匀透明的聚酰亚胺薄膜。对分子结构的修饰使单体8(9)较之单体7有更好的挥发性。     

论石油企业QHSE管理体系的建立

根据我国石油企业的实际 ,探讨了石油企业建立QHSE管理体系的方法与措施。     

面向飞机的装配方案索引技术

现代飞机设计多为改型设计,其装配方案具有一定的相似性。因此,在装配工艺规划工作中采用基于实例的推理技术,是有效利用以往设计经验和知识,实现产品快速研制的一种有效途径。本文在飞机产品结构特点和单元分解方法分析的基础上,提出一种对飞机零件进行分类的BP神经网络索引方法,用以支持飞机装配方案的获取。     

计算跨声速机翼尾涡流自适应区域方法

本文利用自适应区域方法调节机翼后每个Ｔｒｅｆｆｔｚ平面上的计算域，使得尾涡对这个计算域边界的影响足够小，从而提高了计算的精度和时间。考虑到间断面的影响，在尾涡面上引入有旋项对流场进行计算。椭圆载荷机翼计算表明本文计算结果与经典Ｂｅｔｚ理论一致。用本文方法对某轰炸机进行了计算，计算结果已用于预计其实际飞行的尾涡面。     

基于有向图的站坪控制仿真建模技术研究

站坪控制是民航机场运营的关键和薄弱环节,也是一个非常复杂的生产调度过程.本文对站坪控制过程进行了分析,将其分解为若干种活动和事件,以及一系列相关约束条件,然后以有向图作为数学工具,建立了仿真模型,并结合面向对象技术探讨了仿真过程的实现策略.     

有限元素法在变截面钢板弹簧设计中的应用

钢板弹簧作为汽车的重要部件，它的强度与刚度对汽车的性能影响很大。本文探讨了采用间隙元法对钢板弹簧进行了有限元分析的可能性，并且对变截面钢板弹簧设计计算所采用的公式进行了分析与讨论。     

基于改进A^*算法的无人机快速轨迹规划方法

针对旋翼无人机在三维障碍物环境中自主飞行时路径搜索速度慢、轨迹生成通常忽略无人机动力学特性的问题,发展一种基于改进A^*算法并同时考虑无人机动力学特性和运动学性能的快速轨迹规划方法。首先,在三维障碍物环境中运用改进A^*算法通过剔除部分网格节点降低A^*算法的节点计算量,提升算法的路径搜索速度;其次,以最小化飞行轨迹的四阶导数作为目标函数,以路径点处的位置、速度、加速度等各阶导数作为约束条件优化飞行轨迹;最后,在三维障碍物环境中对比A^*算法改进前后的路径搜索结果,并对优化的飞行轨迹进行仿真飞行测试。结果表明:改进A^*算法大幅降低了A^*算法的节点计算量,显著提升了路径搜索速度;且无人机能够始终以较小位置误差沿优化轨迹光滑连续飞行。     

基于IRL技术的智能采样系统设计

在模拟信号易受干扰、不稳定的环境下 ,普通的采样系统往往不能适用 ,常常会因采样不准确而导致控制电路产生错误的控制信号 ,造成系统运行故障。我们采用基于IRL技术实现的采样电路系统能通过TCP IP远程监控采样电路的状况 ,并能在采样信号出错的情况下通过硬件重构进行信号增益、滤波等处理 ,消除模拟信号因外界干扰带来的变化影响 ,IRL技术给采样系统带来了高安全、高稳定以及易维护的特性     

An innovative study on low surface energy micronano coatings with multilevel structures for laminar flow design

Laminar flow design is one of the most effective ways to reduce the drag of a commercial aircraft by expanding the laminar flow region on the surface of the aircraft. As material science develops, the emergence of new materials such as low surface energy materials has offered new choices for laminar flow design of commercial aircraft. Different types of low surface energy micro-nano coatings are prepared to verify the effects on the boundary layer transition position and the drag of the airfoil through wind tunnel tests. The infrared thermal imaging technology is adopted for measuring the boundary layer transition, while the momentum integral approach is employed to measure the drag coefficient through a wake rake. Infrared thermal imaging results indicate that the coatings are capable of moving backward the boundary layer transition position at both a low velocity of Mach number 0.15 and a high velocity of Mach number 0.785. Results of the momentum integral approach demonstrate that the drag coefficients are reduced obviously within the cruising angle of attack range from 1° and 5° by introducing the low surface energy micro-nano coating technology.