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132.
133.
一种抵抗几何变换攻击的数字图像水印方法 总被引:2,自引:0,他引:2
在水印嵌入的过程中,首先在原图像经过对数极坐标变换后的图像中寻找水印嵌入的特定区域,并在该特定区域所映射的原图像经过离散傅立叶变换后的图像区域中随机选择像素点嵌入水印,保证了水印嵌入位置的不重复和不可侦测性。在水印提取的过程中,提出了获得图像旋转角度与缩放比例的方法,简化了水印的提取过程。实验证明,将对数极坐标变换和离散傅离叶变换结合后,在图像指定区域选择随机嵌入点嵌入的水印对于几何攻击具有良好的鲁棒性。 相似文献
134.
根据复杂电磁环境下组网雷达和各种干扰样式的特点,分析了该环境下单部雷达发现概率模型、雷达网发现概率模型和雷达网对空中进攻编队的预警时间的计算方法.仿真结果表明,该计算思路和方法是可行的. 相似文献
135.
叶顶凹槽形态对动叶气动性能的影响 总被引:6,自引:0,他引:6
应用数值方法联合标准k-ω两方程湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程组,研究了GE-E3发动机第1级动叶片顶部凹槽、凹槽内布置流向肋条以及凹槽内布置横向肋条3种不同的涡轮叶顶结构对动叶顶部泄漏流动以及动叶气动性能的影响。首先详细分析了不同叶顶结构间隙内泄漏流场以及损失分布,接着研究了不同间隙下不同叶顶结构对动叶总体性能的影响,最后对凹槽内布置横向肋条叶顶结构的变工况特性也进行了分析。数值研究结果表明:叶顶凹槽内布置肋条增加了间隙泄漏流动阻力,减小了间隙泄漏流量,其中,凹槽内布置正对着泄漏流方向的横向肋条显著降低了叶顶间隙泄漏流量,从而获得最好的气动性能,尤其在大间隙时更为明显;凹槽内布置横向肋条也具有较好的变工况性能;适当的叶顶结构可以在不影响转子叶片做功能力的前提下使得泄漏流利用凹槽和肋条的侧壁向叶片额外输出有用功。 相似文献
136.
一级锥可调变几何轴对称进气道初步研究 总被引:1,自引:1,他引:1
为了改善轴对称进气道的攻角特性,提出一种简单易实现的轴对称变几何方法:通过旋转轴对称进气道第1级压缩锥改变进气道前体激波的角度和位置.采用数值仿真方法研究了来流马赫数为3和4时,不同飞行攻角条件下一级锥可调变几何进气道的三维流场和性能特性,并与定几何进气道进行对比分析.结果表明:大攻角下,采用一级锥可调进气道除了可以提高进气道的质量流量系数外,还有效缓解了背风侧低能流堆积问题;存在一个最佳的旋转角度,使该攻角下进气道性能最高;随着攻角的增大,所需的旋转角度增大,进气道所获得的性能增益也随之提高,在马赫数为3,攻角为14°时推力增益达到7.7%. 相似文献
137.
高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高速风洞测力试验中,阻力系数精度σc x的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度σα≤0.01°。为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法。实测数据(马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0)表明:在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差(含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差)在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的σα≤0.0094°。本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值。 相似文献
138.
本文研究了机身模型在迎角0 ̄90°范围内的气动特性,实验风速为21m/s,相应的实验雷诺数(基于机身直径)为0.86×10^5。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比,以研究机身形状和几何参数对气动特性的影响。重点分析了非对称起始迎角、侧力和偏航力矩特性。本文研究的机身形状包括尖切拱形、圆锥、钝头型圆锥、椭圆锥和鲨形等5种前体以及相应的后体:所讨论的几何参数有头部半顶角、前体长细 相似文献
139.
本文对不同展弦比双三角翼有侧滑时的气动力进行了实验研究,α=--3°~42°,β=--20°~20°,雷诺数为1.3×10~6。为分析测力结果,作了测压、空时流场及油流等实验。研究表明,不对称来流使机翼迎风侧旋涡绕合推迟,涡破裂提前,背风侧则相反。有侧滑时机翼不对称涡破裂对气动力影响显著,引起大迎角时滚转不稳定。 相似文献
140.