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191.
基于Zernike矩的高精度太阳图像质心提取算法 总被引:2,自引:0,他引:2
在基于太阳观测的月球车天文导航系统中,针对太阳传感器中图像噪声以及典型图像退化的不良影响,提出了一种基于Zernike矩的高精度太阳质心提取算法。采用Sobel算子进行边缘检测,Zernike矩重定位亚像素边缘,用最小二乘法拟合圆心。而当图像存在退化时,进行有效圆边缘点检测后,再用该法提取质心。从理论上分析了Zernike矩亚像素边缘检测对圆拟合法的改进作用。利用仿真图像和地表实验图像,将本文方法与传统的重心法、带阈值的重心法和圆拟合法进行了比较。结果表明,本文方法精度更高,具有更好的稳定性,可以对月球车天文导航精度的提高起良好作用。 相似文献
192.
采用数值模拟方法进行了FB-4000-1000与FB-4000-2000钝后缘翼型的后缘减阻装置研究.分析了后缘减阻隔板安装位置对翼型气动特性的影响.其中后缘台阶中部安装隔板,以升力的小幅损失为代价实现中小迎角范围内减阻约35%,而在较大迎角时减阻约20%. 相似文献
193.
194.
195.
The heat transfer in a novel smooth wedge-shaped cooling channel with lateral ejection of turbine blade trailing edge is experimentally investigated in both non-rotating and rotating cases. Beside the conventional inlet at the bottom of the channel, an extra coolant injection from 8 lateral non-equant holes is introduced to improve the overall heat transfer. The total mass flow rate ratio (lateral mass flow rate/total mass flow rate) varies from 0 to 1.0. The major inlet Reynolds number and rotation number respectively vary from 10000 to 20000 and from 0 to 1.16. Experimental results show that the lateral inlet decreases local bulk temperature and increases local heat transfer at the middle and the top of the static channel. In rotating cases, the lateral inlet notably improves the heat transfer at the high-radius half channel and compensates the negative effects induced by the rotation. Both intensity and uniformity of heat transfer inside the channel are enhanced while flow resistance decreases with proper mass flow rate ratio of coolant from two inlets. The most satisfactory total mass flow rate ratio is around 2/3. This new structural style of cooling channel has huge potential and provides new direction of heat transfer of turbine blade trailing edge. 相似文献
196.
197.
朱卫国 《长沙航空职业技术学院学报》2012,12(2):74-76,87
领导干部的表达力,不仅是个人的人力资本,更是组织的宝贵财富。其现实表现具有策略性。通过个人的学习和组织的文化引领,可以实现角色转换、认同、超越,进而改善和提高表达力。 相似文献
198.
SUN Da-wei 《航空动力学报》2010,25(5):1097-1102
This paper presented an experimental investigation the effects of the trailing edge cooling on the aerodynamic performance. The experiments were conducted on the low-speed linear cascade tunnel at Northwestern Polytechnical University. The external aerodynamic characteristics in the 40 percent chord downstream of exit plane were measured using five-hole probe with the different ejection rates. The results showed that the total pressure loss coefficient at the middle spanwise plane increased at first and then it has a decreasing tendency with the increase of ejection ratio. The trailing edge cooling would influence the structure of the turbine cascade outlet flow field. When the ejection rate was 3%,the loss area near the blade endwall would become stronger,but it would become weaker with the 6% ejection ratio. On the whole,the trailing edge cooling had more influence on the profile loss than on the secondary loss. 相似文献
199.
介绍了A300—600飞机前缘缝翼系统的工作原理,对于航线维护中出现的典型故障进行了详细的分析,简述了故障的排除方法,给出了提高该系统可靠性的维护建议。 相似文献
200.
仿生学翼型尾缘锯齿降噪机理 总被引:1,自引:0,他引:1
采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对翼型自噪声的影响。以SD2030翼型为研究对象,设计的尾缘锯齿幅值为10%弦长,周期为4%弦长。模拟了来流速度为31 m/s、0° 攻角下直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的流场,对应的基于弦长的雷诺数约为310 000。详细分析了尾缘锯齿对翼型尾缘湍流流场的影响,并通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到直尾缘翼型与锯齿尾缘翼型的声场。研究发现,锯齿尾缘可以明显降低翼型中低频范围内的噪声,在4 000 Hz以下,窄带噪声最多可降低约16 dB。但尾缘锯齿对翼型气动性能有着不利影响。进一步研究表明,该状态下翼型噪声主要由层流边界层引起的涡脱落噪声主导,尾缘锯齿可以抑制层流边界层引起的涡脱落现象,降低翼型升力脉动与尾缘附近的表面压力脉动,减弱尾缘处的低频湍流脉动与涡量,并有效降低尾缘附近涡的展向相关性,这些因素的综合作用使得翼型自噪声降低。 相似文献