可变后缘弯度机翼柔性蒙皮的变形特性分析

应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基础上,研究了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形随其弹性模量、厚度和初始预应变的变化规律。可以得出,柔性蒙皮的变形量随着翼型后缘偏角的增加而先增大后减小,并不是随着后缘偏角的增加而增大;增加蒙皮的厚度可以减少柔性蒙皮的最小弹性模量和最小拉伸刚度,但蒙皮的厚度受限于机翼的结构空间;满足Jacobs形变准则的蒙皮最小拉伸刚度随着蒙皮预应变的增加而降低。     

基于形态学梯度矢量的图像边缘提取算法

图像的边缘在很大程度上可以用梯度的概念来解释和描述,而现有的形态学梯度边缘检测算子抹煞了梯度的矢量性。文章提出了一种新的图像边缘提取算法:在边缘检测部分提出了具有方向估计的形态学梯度算子,且从理论和实际应用两个方面给予证明。并将模糊处理加入该系列算子,使这些算子在噪声抑制和提高边缘清晰度两方面均有较好的表现。同时在图像分割部分改进了最佳阈值化分割,利用小范围的边缘梯度各方向上的最佳阈值化进行调整,使图像的边缘更加完整、清晰。     

昆虫翅膀图像特征的亚像素级提取方法

昆虫翅脉、翅脉交点及翅膀边缘是昆虫翅膀运动变形三维重构的主要依据.通过分析这三种特征的图像特点,对于翅脉中心,采用Hessian矩阵求出灰度极值点方向,并用二次曲线拟合该方向的灰度变化,通过确定该曲线极值点位置来提取亚象素翅脉中心;然后通过求灰度图像的梯度,在其梯度变化方向求极值点的方法提取翅膀边缘特征;此外根据翅脉方向变化的连续性提出了邻域角度约束方法确定翅脉交叉点,从而最终提取到亚像素级的翅膀边缘、翅脉及交叉点等特征.实际应用证明该方法是较为有效的.     

基于边缘与颜色信息的车牌精确定位算法

针对现有车牌定位算法定位率不高和速度慢等问题,结合数学形态学,提出了一种基于车牌边缘检测与颜色信息的精确定位算法.首先对图像进行灰度化、平滑去噪及灰度拉伸等预处理,然后对图像进行垂直边缘检测和二值化处理;再采用线过滤算法滤去干扰边缘线信息,并利用车牌区域灰度变化次数多的特性定位出车牌上下边缘;对经过上下边缘定位后的车牌采用点密度过滤算法滤去零散点,接着采用数学形态学方法寻找连通域粗定位出车牌区域;最后对粗定位车牌在HSV空间进行颜色分割和倾斜矫正,从而精确定位出车牌.实验结果表明,该算法能够实现车牌的快速精确定位.      

应用后缘装置的跨声速层流翼型多岛优化设计

高雷诺数状态下,自然层流技术(Natural laminar flow,NLF)是减小机翼表面湍流摩擦阻力的有效方法。然而由于层流翼面上大范围顺压梯度的存在使得后缘处的恢复压差更大,产生更强的激波。因此在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力。本文采用后缘装置(Trailing edge device,TED)来控制翼型后缘处的激波强度,基于线性稳定性理论(Linear stability theory,LST)的eN方法对流动进行转捩判断,进而应用多岛并行多目标进化算法(multi-objective evolutionary algorithm,MOEA)以获得大范围层流区域和弱化激波强度为目标对翼型进行优化设计。优化结果表明合作均衡策略耦合进化算法可以快速地捕捉到该多目标问题的Pareto阵面解,阵面上翼型的波阻力和摩擦阻力性能较初始翼型大大改善。同时,采用后缘装置控制激波强度时,无论在设计点还是偏离设计点时,优化后翼型均具有良好的升阻力特性和鲁棒性。     

带气膜冷却结构的高超声速平板不同前缘形状下表面传热特性研究

当带红外成像制导系统的飞行器在稠密大气层内做高超声速飞行时,必须采取主动冷却方式防止严重气动加热造成的窗口材料热畸变以及复杂流场造成的气动光学畸变。本文根据成像窗口周围流动具有受高超声速钝头体绕流和气膜冷却结构(即背面为空腔的超声速后台阶)共同作用的特点,在 KD-01高超声速炮风洞中开展了带气膜冷却结构的高超声速平板在不同前缘形状下表面传热特性的试验研究,测量了 Ma8来流条件下喷缝下游表面传热系数,试验获得了2种前缘形状的带气膜冷却结构的高超声速平板喷缝周围瞬态流场 NPLS 图像。通过分析试验数据,得出以下结论:对于带气膜冷却结构(气膜不工作状态)的高超声速平板,模型前缘的形状对喷缝下游区域的表面热流整体分布有明显影响,在钝前缘情形下,表面热流分布接近相同前缘形状的平板边界层为层流状态时的表面热流分布;在尖前缘情形下,表面热流分布则表现出从层流边界层状态向充分发展湍流边界层状态变化的特性;喷缝下游分离和再附区表面传热特性和超声速后台阶流动类似,取决于喷缝上缘处边界层相对厚度。     

孔排布局对叶片前缘气膜冷却的影响

采用放大的半圆柱状表面模拟涡轮叶片前缘的形状,对叶片前缘单排及两排圆柱形孔的气膜冷却效率进行了测量。试件表面交错地开有 6排孔,以驻点为起点,位置分别在± 1 5°,± 4 0°及± 60°处,各排孔的孔间距均为 3个孔径,孔轴线与表面在展向及流向的夹角分别为 30°及 90°,孔长与孔径比为 4。主要对比研究了 3种单排气膜孔不同孔排位、3种两排气膜孔不同孔排位及 1种三排气膜孔的布局对孔排下游冷却效率的影响。结果表明 :在同样二次流流量条件下,冷却效果好的单排孔位置依次为 60°,4 0°,1 5°,冷却效果最好的两排孔位置组合为 ( 40°,60°)。结果还表明 :在较大的二次流流量条件下,采用单排孔、两排孔或三排孔冷却方案对孔排下游的冷却效果影响不大;但在较小的二次流流量条件下,从冷却效果看,较好的孔排冷却方案依次为 :三排孔、两排孔及单排孔。实验参数范围是 :主流雷诺数 Re=4 2 0 0 0～ 1 2 70 0 0,平均吹风比 M =0.5～ 2.0     

数控线切割三维直纹面直接刀补算法的研究

分析了四轴数控线切割机床所能加工的三维直纹面类型,以二维C型刀补为基础,根据各类型形状的特点采用了不同的刀补处理方法,分析了用二维刀补原则解决三维直纹面刀补的可行性,提出了一种不需将加工轨迹线形化的三维直纹面的直接刀补算法,指出了降低复杂直纹面刀补误差的措施。     

双三角翼前缘剖面形状对涡运动的影响

采用数值模拟和理论分析相结合的方法,研究了前缘剖面形状对双三角翼涡运动的影响,分析了前缘剖面形状对三角翼、双三角翼涡运动影响的不同机理 :对三角翼,尖前缘可以形成组织最好的涡结构,但对于双三角翼,圆前缘生成的旋涡结构较靠近翼面,涡结构紧密,诱导能力较强,可以形成有利的涡涡干扰,使内翼涡通过剪切层向外翼涡输入涡量更加容易,合并涡变得更加稳定,推迟了涡破裂,而且由于涡较靠近翼面,因而可以产生较高的非线性涡升力,这同传统的认识是不一致的。     

偏转翼前缘热流分布特征

对于偏转翼,其迎风角和偏转角直接影响到前缘弧面上热流最高点的分布位置。运用球面三角学原理并基于后掠圆柱热流计算公式推导偏转翼的迎风角、偏转角和离心角（前缘弧面上偏离前缘中心线的角）之间的关系。在确定迎风角和偏转角的条件下,应用该式可以直接确定前缘弧面上最大热流的分布位置,该结果与实验及工程计算结果基本一致,可以基本满足工程使用要求。最后分析前缘上最大热流位置随迎风角及偏转角的变化规律。