灰度相关图像匹配算法噪声适应性仿真

文章主要研究基于灰度的图像匹配算法对于图像噪声的适应能力。首先对两种典型的基于灰度的图像匹配算法——ABS（Absolute Balance Search）法和归一化互相关法进行了简要介绍,随后通过仿真实验深入研究了上述两种算法对于图像噪声的适应能力;最后得出了相应的结论。     

VS-CMA盲均衡算法在短波数据通信中的应用研究

在美军标MIL-STD-188-110B基础上,改进短波（HF）数据通信发送端数据流结构,以便接收端对信号进行盲均衡处理。基于8PSK调制信号的峰度为恒定值的统计特性,提出采用均衡输出信号的峰度与理想信号的峰度差异,以调整恒模算法（CMA）的步长因子;并针对国际电联推荐的短波信道参数,进行了算法的性能仿真。仿真分析表明该算法对慢衰落的短波信道具有较好的均衡效果,对快衰落信道的均衡能力有限;应对快速衰落信道,算法还有待进一步改进。     

超高强度钢30CrMnSiNi2A的氢脆敏感性试验

采用延迟破坏、测氢含量、扫描电镜分析及冲击拉伸试验等方法,研究了超高强度钢30CrMnSiNi2A的氢脆敏感性。试验结果表明,30CrMnSiNi2A钢在甲醇或丙酮裂解气氛中保护加热油淬有明显氢脆现象,但只要及时回火,氢脆基本消除,性能达到合格。试验结果为生产提供了实验依据。     

基于SVPWM的高功率因数整流器研究

介绍了三相电压型PWM整流器的数学模型和空间矢量PWM(SVPWM)控制技术,并根据设计要求完成了主电路中相关参数的设计。实验发现,采用SVPWM电流控制技术能够使网侧电压与电流同相位,表明电压型PWM整流器实现了高功率因数整流。     

高声强下多狭缝共振腔的吸声性能

为深入理解高入射声强下多狭缝共振腔吸声机理,采用低频散低耗散的计算气动声学方法对二维多狭缝共振腔开展直接数值模拟研究.首先对标准单狭缝共振腔计算结果进行验证,随后相同的数值模拟方法被应用于相同穿孔率的多狭缝共振腔的数值模拟中.结果显示:高声强下涡脱落对吸声系数的贡献占据了主导地位,各入射频率下均超过68%.多狭缝低频时会导致脱落涡总能量的下降,而高频时升高;而黏性耗散作用随着共振腔狭缝数目的增加而增强.因此综合作用下低频时多狭缝共振腔对吸声效果影响不大,但在高频时多狭缝共振腔有更好的吸声效果.      

边界层厚度对腔体气动声学特性影响数值模拟

为了研究来流边界层厚度对开式腔体气动声学特性的影响,基于分离涡模拟方法,计算了来流马赫数为2.0条件下,不同来流边界层厚度与腔体深度比时,长深比为5.88的腔体流动特性,得到了该腔体声压级的频谱特性.计算结果表明:随着来流边界层厚度增加,形成的剪切层稳定性增强,失稳后上下摆动幅度减少,失稳生成的大尺度涡与超声速主流的相互作用减弱,使得大尺度涡发展到腔体后缘时所具有的平动动能和转动动能降低.大尺度涡撞击腔体后缘在腔体内形成的气动噪声的声压级降低,最大减小幅度达7.5dB.同时各阶模态的频率也发生偏移,偏移值在100Hz左右.基于新的假设重新推导了Rossiter公式,明确了经验常数的物理意义,并以此解释了频率偏移现象.      

小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

为研究小推力高室压NTO/MMH(四氧化二氮/甲基肼)火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s(不含0.47kg/s)时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持.      

飞机设计中发动机转子碎片非包容性设计

基于一种双发常规布局飞机进行飞机设计中发动机转子碎片非包容失效设计的研究,通过研究相关适航规章,以及相关咨询通告等文件,得出第3节到第7节所描述的对咨询通告AC20-128A适当裁剪的工程方法和步骤,并在实例机型设计中进行验证,缩短了飞机研制周期的同时,也表明在发动机转子碎片非包容失效事故发生后,飞机系统及机体结构等采取的设计措施、防范措施符合相关适航条例要求,也即结构剩余的强度、灾难性事件发生概率等满足AC20-128A第10条c中的定性和定量要求,表明该型实例飞机完全满足相关适航条例的要求,并获得中国民用航空局(CAAC)和美国联邦航空局(FAA)的认可。     

基于三维裂纹尖端应力场的应力强度因子计算方法

提出一种基于无限大体裂纹尖端弹性应力场理论解的前几项多项式函数,对实际裂纹体弹性应力场有限元解进行拟合来计算应力强度因子的方法.该方法在计算应力强度因子时不需要预先假设裂纹尖端的应力应变状态,应力强度因子计算结果更符合三维裂纹体裂纹尖端实际的应力应变状态.首先基于二维无限大板中心穿透裂纹应力场理论解验证了方法的有效性,探讨了拟合确定应力强度因子需要的多项式应力函数的项数.然后分别以二维大板中心穿透裂纹、三维大体内埋圆裂纹和三维有限厚板中心穿透裂纹的应力强度因子计算为例,通过与无限大板和无限大体应力强度因子理论解以及基于位移外推法和1/4节点张开位移法的应力强度因子有限元解的对比分析,验证了该方法的有效性和合理性.研究表明该方法能够合理反映三维裂纹体裂纹尖端的实际应力应变状态,计算得到的应力强度因子数值更合理.      

高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验

设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%.