一种基于多尺度边缘的图像融合算法

给出了一种只利用源图像多尺度边缘点进行融合的图像融合算法.该算法分为三步:首先, 对源图像进行多尺度边缘检测;其次,采用边缘相关性最大的融合准则对源图像的多尺度边 缘进行融合,得到融合图像的多尺度边缘;最后,由融合图像的多尺度边缘重构 出融合图像.该算法融合过程中计算量小,融合图像中最大程度地保留了源图像的边缘信息 ,在一定程度上对融合图像进行了压缩,从而减小了数据存储所占用的资源以及数据传输占用 的带宽.仿真结果表明,用该算法得到的融合图像能有效包含源图像的信息.      

一种基于角点引导的快速立体边缘匹配方法

提出了一种新的基于角点引导的快速立体边缘匹配方法.在匹配过程中,为了保证其快速性引入了两种新约束:角点约束与边缘约束.首先,利用匹配的角点信息引导边缘的匹配,对如何利用已匹配的角点引导边缘匹配进行了详细的阐述,同时,在引导过程中提出了只利用8个方向的区域扩张方法,进一步保证快速性.其次,提出边缘约束实现点与点的匹配,使搜索范围仅限制在几个像素内,再利用极线约束实现点的匹配,必要时可结合灰度相关约束.结果表明:该算法取得比较好的匹配效果,引入的两种约束在很大程度上提高了速度和正确率,边缘点匹配的正确率高达97%以上.      

液压多点协调加载技术在机翼载荷校准试验中的应用

载荷校准试验是飞机飞行载荷测量的关键技术环节,而校准试验载荷的加载方式、载荷量级的大小直接影响着载荷建模及飞行实测载荷精准度。本文提出的液压多点协调加载技术,可实现飞机机翼多点、自动控制、协调加卸载,与以往人工单点加载试验相比,载荷量级提高到了机翼限制载荷的40%以上,并可模拟机翼在飞行时气动载荷的压心分布情况进行试验加卸载,提高了试验载荷模拟飞行载荷的真实程度。采用多点协调加载数据建立机翼的载荷方程,较以往单点数据,方程精度提高了4%以上,为提高实测载荷精度奠定了坚实的基础技术。     

太阳光谱线轮廓在日面上的变化和宁静太阳大气模型

本文利用在美国基特峰国家天文台观测得到的氢和电离钙多条谱线轮廓,以及PANDORA大气模型计算程序,对宁静太阳VAL-C'大气模型进行了诊断。文中首先讨论了模型大气中不同层次的辐射特性,着重指出H巴尔末谱线同Call共振线和红外线的源函数具有与温度不同的耦合关系。其次,通过计算得到了各条谱线在日面不同点的出射轮廓,并将其同观测轮廓相比较,存在的系统差别有:(1)Hβ和λ8498红外线线心的剩余强度较观测值高,而CaIIH和K线线翼的剩余强度则明显比观测值低;(2)Hβ及caII各条谱线在△λ=0.5?处的剩余强度值的临边增大系数较观测值大。除上所述及某些观测误差以外,计算值同观测值符合得较好。最后,文章分析了导致计算和观测不符的可能原因,并进而提出了对VAL-C'模型改进的意见。      

后视镜罩边缘结构对流场和气动噪声的影响

采用大涡模拟(LES)的计算方法,对车外后视镜不同边缘结构引起的外部流场和镜后车身表面监测点处的气动噪声进行了数值仿真.研究表明:不同的镜罩边缘结构在较大程度上影响了流经后视镜罩的气流速度和流线方向,对后视镜后部流场和监测点处声压级产生较大影响.相较于原模型的光滑边缘结构,模型1后部流场涡团更远离车身表面,有利于降低气动噪声,某监测点1/3倍频程中心频率处声压级最大降幅接近10dB;模型2后部流场涡团产生分离,并更靠近车身表面,反而使气动噪声增大.模型1的镜罩边缘结构改进方案对车外后视镜-A柱区域的流场和气动噪声都有较好的改善.     

薄壁板结构随机声激励振动响应计算与分析

针对航空发动机压气机转子叶片结构声振动问题,建立了薄壁板有限元简化模型,基于耦合有限元/边界元法对薄壁板在行波加载下随机声激励振动响应进行了仿真计算,得到了在不同声压级下的应力响应结果.改变声载荷激励方向,分别对薄壁板施加单音噪声激励和宽频随机噪声激励,通过仿真计算得到了不同角度随机声激励下薄壁板振动响应频响曲线.对比分析发现,薄壁板模态振型与噪声加载方向是引起薄壁板共振的重要因素.     

航空发动机喷管隐身修形设计技术分析

介绍了国外航空发动机喷管隐身修形设计技术在轰炸机、战斗机及无人机上的应用,阐述了喷管隐身修形设计技术的基本原理及其在实现发动机红外隐身及雷达隐身方面的重要性。分析了喷管锯齿修形设计技术对飞机/发动机的气动特性、红外及雷达隐身的影响,着重分析了锯齿结构对高温气流核心区长度的影响,获得了飞机类型、作战目的、喷管类型等因素与喷管锯齿修形设计技术选取的关系,及2元喷管锯齿形结构与轴对称喷管锯齿形结构的设计原则。     

起落架轮叉疲劳试验系统设计与应用

<正>起落架作为单传力部件,其受载形式复杂,在起飞着陆过程中要承受很大的载荷和强烈的冲击,飞机起落架的使用条件比其他结构部件更为恶劣。据统计,起落架结构引起的和与起落架相关的事故大约占飞机结构破坏事故的2/3以上,其主要表现是结构疲劳破坏。飞机起落架的疲劳强度试验是一项复杂的系统工程。起落架的工作环境恶劣,载荷历程多变,起落架的疲劳寿命预测分析与破     

掠叶片对涡轮叶栅气动性能的影响

本文采用某后部加载叶型沿不同的轴向弯曲积叠线生成了前掠10°,20°和后掠10°,20°掠叶片以及直叶片,并对这五种涡轮静叶栅内的三维粘性流场进行了数值模拟。结果表明,后掠叶片在叶栅流道后部形成了C型压力分布,在此压力梯度作用下,端壁低能流体被吸到主流中,被主流带走,削弱了低能流体在端部的堆积,减小了流动损失。     

由裂纹嘴位移确定双悬臂梁试样应力强度因子的权函数解法

双悬臂梁(DCB)试样在材料的损伤容限性能评价,特别是应力腐蚀开裂门槛值(K_ISCC)测定中有重要应用。由于该试样几何的特殊性,一般采用与试样端部(裂纹嘴)有一定距离的特定位置裂纹面位移加载方式,然而该加载点的位移测量不但费时而且精度低,位移测量最方便和准确的位置是在DCB试样的裂纹嘴。通过对一种参考载荷条件的有限元计算,应用边缘裂纹的经典权函数解法,推导出DCB试样的权函数解析解,并与复变函数泰勒级数展开的权函数解法作了比较验证。在此基础上根据特定加载点的位移反算出相应位置均布应力加载下的应力强度因子,进而建立DCB试样在特定位置的裂纹面位移加载条件下的应力强度因子与裂纹嘴位移之间的关系式,为采用这种试样的材料损伤容限性能评价,特别是K_ISCC的高精度自动化测定奠定了基础。