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751.
陈文华 《南京航空航天大学学报》1994,26(6):862-866
研究了结构化扰动下离散系统的稳定边界估计问题,为了克服对称边界的保守性,提出了一种新的基于特征值分解的边界估计方法,文中结论表明,前人的结果为本文出边界的一个子集。 相似文献
752.
低速风洞旋转流场下滚转振荡动导数试验技术研究 总被引:1,自引:1,他引:1
介绍了中国航空工业空气动力研究院自主开发的旋转流场下单自由度振荡系统及相应的试验技术。尾旋特性分析及预测时所使用的动导数通常是在常规流场中获得的,测得的动导数没有体现旋转流场的影响。该项试验技术通过在旋转流场中进行强迫振荡运动来获取飞机尾旋过程中的动稳定性导数,实现了对流动的真实模拟。在FL-8风洞中采用某型号飞机的动导模型进行了旋转流场下滚转振荡试验研究,对试验数据进行简单分析。分析结果表明:该系统试验性能稳定,试验数据可靠,可以有效的应用于现代飞机的振荡尾旋和飘叶式尾旋过器的气动力特性研究和预测。 相似文献
753.
分布式防火墙原理及其技术研究 总被引:5,自引:0,他引:5
本文针对传统防火墙的体系结构及其缺陷,提出了分布式防火墙的基本原理,并对其工作流程、体系结构、相关特征进行了分析和研究,同时也对实现技术和未来应做的工作进行了探讨. 相似文献
754.
本文针对一种“从自由结构试验提取约束结构试验模态的动柔度法”,在遇到ω≈λh,s和ω>λh,k 1两特殊情况下将无效的问题,提出了有效的对策,这种“对策”就是作者曾提出的“混合移频”技术辅以“逐个移频”步骤,最终发现,不仅对于两种“特殊情况”,本文方法是行之有效的,就是对于“一般情况”,采用本文改进方法也优于原有的方法。 相似文献
755.
通过模型旋翼试验得到了合理的直升机涡环边界判据,并由此计算得到了直升机通用涡环状态边界。为验证该边界,进行了试飞验证工作,并得到了一些新的结论。综合试验研究、理论研究和试飞结果,提出了直升机下降飞行的“两线三区”的概念,便直升机涡环边界图更加合理,更为实用。 相似文献
756.
实验研究了管外换热状况对振荡管最佳射流激励频率及管内振荡流特性的影响,采用自然对流及强制对流(轴向水冷却)两种不同的管外换热形式,并用管外平均对流换热系数a来定量评价管外换热状况,研究表明,自然对流(a=14.5W/m^2.C)时,最佳射流激励频率fopt随影胀比的增大而显著增大,强化管外传热后(a=1140W/m^2.C)振荡管的制冷效率明显提高且受射流激励频率的影响变小,同时fopt显著降低且 相似文献
757.
758.
直升机涡环状态边界的飞行试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏,高正通过模型试验得出的理论涡环边界线,研制开发了一套涡环状态边的机载测试设备,制定了一套飞行试验方案,在R22直升机上进行了飞行试验,通过试飞,明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动,摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理,得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角,本文首次提出了涡环状态过渡区的概念,指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速,便可有效改出涡环状态,同时也得出结论,直升机一旦陷入涡环状态,如不施加有效操纵是不会自行退出的,并且愈来愈严重。 相似文献
759.
基于一阶剪切变形层板理论,提出了一种适用于双悬臂梁试样能量释放率计算的可动边界变分方法解,分层前缘各点的能量释放率为剪力和挠度偏导数之乘积。该方法有较高的计算效率。通过与二维和三维有限元方法的计算比较,验证了本方法的正确性。 相似文献
760.
研究了红外图像中道路边界的检测方法。首先分析了用于智能车辆视觉导航的红外道路图像的特点,并指出常用图像处理方法在检测红外道路边界时的缺陷;然后从图像灰度角度出发,提出了基于折线模型的候选道路边界线段快速提取方法,并采用关系稳定性规则对道路边界区域进行筛选和处理;同时利用多尺度形态学梯度进行道路边界区域提取;最后将上述基于灰度和梯度的两种边缘提取结果相互验证,得到可靠的道路边界描述。实验表明文中提出的道路边界检测方法具有很好的性能,能够满足实时应用需要。 相似文献