一种基于角点提取的遥感影像地面控制点自适应匹配算法

提出基于特征角点的控制点自适应匹配算法：依据图像数据灰度特征自动确定相应阈值，从基准影像上提取控制点。采用动态模板进行不等距搜索，确定潜在目标控制点；构建三角网，利用等角变换判别目标控制点；构建仿射变换方程来筛选目标控制点。该算法无需设定灰度相关系数最大值阈值即可判别目标控制点。选取ASTER和TM两种成像差异显著的图像数据，对该算法进行试验，结果表明。该算法可以准确提取有价值的特征角点，具有较高的控制点识别精度和运算效率，具有较强的适应性和应用价值，较之传统匹配算法有明显优势。     

洲际弹道导弹制导精度鉴定和命中精度评定技术途径分析

本文对国外导弹制导精度鉴定和落点精度评定作了分析,介绍了美国和苏联走过的道路,特别是他们采用的主要方法和经验。指出了我国目前需要解决的关键技术问题,对将来我国制导精度分析的发展提出了建议。     

分离制导系统工具误差的实用误差模型的建立

本文提出了一套适用于制导系统工具误差分离的线性模型的建立方法。通过一个实例进行了仿真计算,结果证明,本文所提方法是可行的。     

高速风洞投放模型试验技术的关键问题及应用领域

基于高速风洞投放模型试验的经验,论述和总结了对试验技术的实际应用较为重要、且对试验结果有较大影响的几个关键问题：相似准则的选取问题、投放分离参数的模拟问题、风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题以及数据处理方法,分别对这四个问题的具体选取原则和处理方法进行了详细的总结和分析。重模型法能够确保模型投放轨迹的严格相似,但实用性较差;而轻模型法则正好相反。由于重模型法在实际使用中通常难以应用,因此轻模型法在风洞投放模型试验中获得了较多应用,但其模型垂直加速度不足的问题也需引起重视。投放分离参数的相似模拟,通常可通过采用弹簧或气缸提供的投放作用力来实现,弹簧具有简单、易行的特点,但模拟的准确性稍差;而气缸则正好相反。风洞启动时流场对投放物模型的冲击载荷问题常常能够影响到试验的顺利进行或影响试验结果。数据平滑处理可采用时间多项式拟合来实现,进而通过一次或二次微分获得气动力系数。对高速风洞模型投放试验的应用领域作了总结和介绍,将其分为飞机外挂物/内埋武器投放、子母弹抛撒/重块抛撒,以及头罩/导弹壳片分离三大类型试验,并对每一类试验在具体的试验技术,以及在上述几个关键问题上的特点分别作了介绍,给出了具体试验的图像和曲线。     

涡发生器控制平板边界层分离的大涡模拟

为了研究涡发生器(VGs)间距λ对控制边界层分离效果的影响,选取了4种涡发生器间距,λ/H(H为涡发生器高度)分别为5,7,9,11.采用大涡模拟(LES)方法对带逆压梯度的平板边界层分离流动及VGs控制分离流动进行了数值模拟.分析了有无VGs控制时,湍流场中大尺度相干结构及其演化规律,分别从旋涡间距、边界层内流体动能、压差损失等方面考察了VGs间距对控制流动分离效果的影响.研究结果表明当λ/H为5时,VGs间距过小抑制了旋涡的展向发展,λ/H为9,11时,VGs间距过大边界层内流体动能偏低,当间距λ/H为7时流动控制效果更优,此时计算域压差损失最小,相比较无VGs控制时,压差损失降低了30.95%.      

尾迹对低压涡轮边界层稳定性的影响

在低压涡轮内部上游周期性扫过的尾迹是下游叶片排内最重要的非定常扰动源,会对边界层的失稳和转捩过程产生决定性的影响.在施加低压涡轮负荷分布的平板上,采用热线对雷诺数为130000工况下,有/无尾迹作用时分离剪切层中的速度波动进行了测量.通过对比两种工况下分离剪切层中的扰动发展,分析了尾迹对分离泡稳定性的影响.结果表明:在无尾迹来流工况下,扰动在分离泡前部的增长符合线性不稳定机制,扰动增长至饱和后非线性机制开始起作用.主导分离剪切层的失稳过程的为K-H(Kelvin-Helmholtz)无黏不稳定机制.尾迹与分离剪切层的相互作用产生的扰动的增长在分离泡前部同样满足线性不稳定机制.尾迹加速了分离剪切层的失稳转捩进程,从而抑制了分离.      

超高转速离心通风器性能仿真分析

以某型航空发动机的超高转速离心通风器为研究对象,应用欧拉-拉格朗日方法对其内部两相流场进行数值模拟.针对不同转速、入口质量流量进行了数值计算,分析其对超高转速离心通风器压降与分离效率的影响.计算表明:超高转速下,优化旋转空心轴结构可以减小离心通风器压降,提高分离效率.      

用粘流－无粘流相互作用方法计算翼型的分离和失速

本文用势流－边界层相互作用方法计算低速翼型的分离和失速。势流用对称面元法。边界层用改进的滞后掺混法，考虑了高阶项影响，适用于计算分离。文中对粘流－无粘流耦合方法作了改进。改进的半反－局部联立耦合方法，考虑了相邻点之间的作用，收敛性较好。计算了ＮＡＣＡ４４１２翼型在不同迎角下的压力分布和气动力。计算结果与实验符合良好。算例表明，翼型高升力状态计算必须包括尾流的作用，也应当对势流计算压力与实际压力之间的差别进行修正。     

采用回路分离参数法预测飞机着陆品质

阐述回路分离参数法的物理意义和计算方法,并将它推广到安装纵向数字电传操纵系统的某验证机上,预测了该飞机的着陆飞行品质、飞机临界失稳操纵频率和可能产生驾驶员诱发振荡趋势的操纵频率等等,从而得出一些有益的结论。     

深孔尺寸及形状误差自动综合测量理论与方法的研究

通过研究深孔尺寸及其形状误差在线自动综合测量的基本理论,给出一种新的误差分离方法。用此方法,能够在测量过程中将被测深孔工件尺寸及形状误差与工件的回转运动误差、测头的直线运动误差分离开来。而且在进行误差分离的同时,能精确确定被测表面各点的三维坐标,建立起各项被测参数的数学模型,并研制成功由微机实时数据处理的深孔在线综合测量系统。实验结果表明,该测量系统的基本理论正确,测量结果准确可靠。