T-S波与边界层尾缘相互作用的数值研究

现代喷气式飞机的主要噪声源之一是在机翼的尾缘及喷流发动机的出口处，即流体流过尾缘时产生的强烈脉动，目前这类脉动产生噪声的机理尚不清楚。用直接数值模拟的方法，研究了二维亚音速情况下，上下来流相同的流体流过无限薄平板时。平板单边的T-S波和尾缘及尾迹流相互作用产生声场的可能性。结果表明，尾迹流中的Lighthill应力张量能在远场产生声场。此时声源不是点，而是一个区域，该声场的波动特征主要依赖于定常尾迹流的速度分布产生的不稳定扰动。     

测量电视的自动调焦系统实现

自动调焦系统是保证测量电视获得被测目标清晰图像的一个关键部分,快速有效地实现自动调焦,有助于提高整个系统的性能。本论文提出了一种基于图像处理技术的自动调焦方法,采用Sobel边缘检测算子来检测图像的边缘点数,并根据该值判断是否聚焦,同时采用自适应搜索步长的登山算法控制调焦镜头组得到清晰图像。实验证明,使用本论文算法可对复杂条件下的目标实现自动调焦,增强了测量电视的适用性。     

机床振动对高精度金刚石刀具研磨质量的影响

研磨机床的振动是影响金刚石刀具机械研磨质量的重要因素,尤其在精密研磨工序。为了提高金刚石刀具的研磨质量,针对金刚石刀具的精密研磨工序,在研磨加工时对机床施加空气隔振垫,使研磨的金刚石刀具切削刃钝圆半径从隔振前的93.8nm降到了隔振后的72.7nm,前刀面表面粗糙度则从2.4nm降到了1.0nm,研磨质量得到明显改善。     

压气机叶片的带平台圆弧形前缘

带平台圆弧形前缘的研究是为了优化前缘形状，抑制前缘流动分离。研究中使用了数值模拟方法和氢气泡流动显示实验方法。对带平台圆弧形前缘设计参数做了定义，并讨论了参数选择的准则。此前缘特有的双吸力峰的强度远远弱于圆弧形前缘的单吸力峰。在不同攻角下，其削弱前缘吸力峰，抑制流动分离的效果不亚于椭圆形(长短轴比=2)前缘，而且对加工精度要求低，更适合工程实际应用。     

用于无人直升机着舰控制的计算机视觉技术研究

 通过理论分析和计算机半实物仿真研究了一种应用于无人直升机自主着舰的双目立体计算机视觉系统及相关计算机视觉技术。研究了基于HSV 均匀色标的计算机视觉技术在无人直升机着舰控制中的应用。使用Hough 变换算法检测直线参数,在Hough 变换中利用梯度信息,它的应用打破了Hough 变换的计算瓶颈。整套算法的抗噪声能力很强,达到了无人直升机自主着舰的实时性和实用性要求。     

基于解调测量法的加工中心刀具检测系统

分析了用硬件解调测量法进行刀具边缘轮廓特征点提取的原理和方法,给出了一种基于该方法的,具有刀形检测功能的二维视觉刀具检测系统。并给出了形成刀具测量参数的数学模型及测量实验数据     

尾缘冷却跨声速涡轮气动特性的数值模拟

为了明确跨声速涡轮中尾缘冷却措施的引入对其气动性能的影响,针对跨声速涡轮叶栅中压力面半劈缝尾缘冷却方式和尾缘全劈缝冷却方式条件下,叶栅性能和尾缘激波系结构的变化进行了数值研究。结果显示,两种尾缘冷却措施都降低了叶栅能量损失系数,压力面半劈缝尾缘冷却方式效果更好,最佳情况损失系数下降达到48%。冷却流量对作用效果有一定影响,存在最佳值。冷却措施的引入显著改变了尾缘激波系结构,尤其对PSEJ冷却方式,将尾缘激波系压力面分支由原本一道强激波分成三道弱激波。     

缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法

为了描述缺口根部应力均方根(RMS)的集中程度,给出了缺口件在动态载荷激励下的应力均方集中系数的定义及其计算公式.基于结构疲劳的基本机理,通过考察缺口根部应力均方根的分布特点,给出了疲劳缺口系数的计算公式,形成了缺口件振动疲劳寿命分析的名义应力法.通过3个算例的计算结果表明,本文提出的方法能很好地预测缺口件的振动疲劳寿...     

隐身飞机机身侧棱电磁散射特点分析

隐身飞机机身侧棱是侧向重要散射源,研究其电磁散射特点具有重要意义。建立机身侧棱分析模型,采用多层快速多极子算法(MLFMM)进行计算,获得雷达散射截面(RCS)沿水平面方位角的分布数据;构建RCS峰值、波峰宽度、旁瓣均值三维度评价方法,基于该方法分析机身侧棱电磁散射的极化特性和频率特性;针对棱边长度、棱边尖劈角、棱边厚度三项关键几何参数,建立变参数模型并通过仿真研究RCS对几何参数的敏感性。结果表明:RCS峰值对棱边长度及棱边尖劈角比较敏感,波峰宽度对频率比较敏感,旁瓣均值对频率及棱边尖劈角比较敏感。     

导向器尾缘结构面积变化对涡轮性能的影响

涡轮导向器尾缘的精细结构由于加工误差的存在,会导致流道流通面积的改变,进而会使涡轮性能发生改变.从实际工程问题出发,采用数值模拟的方法,研究了某型发动机低压涡轮导向器尾缘的“劈缝”冷却结构由于变形导致的尾缘前后(叶盆尾缘处流道面积T1和叶背尾缘处流道面积T2)面积变化对涡轮流场和性能的影响.研究结果表明:在设计状态下,涡轮的喉道为T2;当T2大于设计值时,涡轮功率和涡轮流量变大,涡轮效率和涡轮功变小,但是涡轮的功率存在一个最高值的T2;当T1大于设计值时,涡轮效率和涡轮功增加.