类车体尾迹区流动的实验研究

对后倾角35°类车体在模型风洞中进行实验,运用三维热线风速仪在选定测点上对空间三个速度分量进行采样.对采得的瞬时值进行平均值处理,并制成相应的云图和矢量图.由图谱说明:类车体尾迹区流动具有对称特性,以一对拖曳涡为其主要特征,并明确了拖曳涡的涡核位置.     

采用尾部隔板降低类客车体阻力的研究

针对类客车体(Ahmed Model)1:1.5模型,采用风洞试验和数值模拟相结合的研究方法,研究了在模型尾部安装多种构型的隔板对气动阻力特性的影响规律.通过分析各种构型隔板对尾流结构和尾部压力分布的影响,初步分析了尾部隔板的减阻机理.研究结果表明:①隔板须根据尾涡结构设计其参数和构型布置.才能达到较理想的减阻效果;②隔板以适当的参数及构型布置时,可以控制尾涡、提高尾部压力、减小压差阻力;③针对该文模型,当隔板宽度为60mm,距尾部后缘10mm,并以3横3纵构型布置时,模型阻力系数降低达15.58%.     

定向凝固叶片类铸件热裂规律性研究

 针对空心叶片类铸件薄壁在定向凝固过程中横向收缩受阻的特点，采用薄板工字型试样，进行了定向凝固Al-Cu合金和Rene125合金的热裂倾向试验研究，并用凝固分析的方法对定向凝固叶片类铸件热裂规律性进行了讨论。     

C8051F020在机载数据采集记录系统中的应用

介绍了一种基于C8051F020单片机的机载数据采集模块.该模块作为某机载数据采集记录系统的一部分,能实时地获取飞机飞行时的各种参数,为飞机试飞的状况分析提供基本的数据和信息.文中给出了该模块的软硬件构成,并详细介绍了利用GPS给采集数据贴上精确时间标签的方法.     

F／A-18E模型机翼急剧失速的跨音速实验观察

为了研究失速期间翼面上的流动原理，一个8％的F／A-18E模型在NASA兰利中心16英尺跨音速风洞中进行了跨音速风洞试验。使用的技术方法集中在力、力矩、压力以及压力敏感测量相关的静态（或时间平均）和不稳定风洞数据与不稳定风洞失速事件上。文章集中在F／A-18E飞机的试制批构型在M数0．90时获得的数据上。通过天平随时间的变化过程和压力测量以及通过对大量仪表信号的均方根（rms）计算，获得了机翼在失速过程中发生在机翼上的动态不稳定性。其次是概括了整个有关影响机翼失速过程的压力透视。通过分离迅速前移触发的不稳定事件观察8％F／A-18E模型感受的机翼急剧失速，在一个非常小的攻角增量范围内就能迅速地使分离从后缘前移到前缘襟翼铰链线。发生分离的攻角因试验而不同，攻角增量大于1。。使用压力敏感涂料观察了同时发生在两个翼段或不对称翼段上的机翼急剧失速。在深入了解发生在机翼上表面的流动结构和这些结构可能的不对称时，压力敏感涂料数据和机翼根部弯矩数据是必不可少的。8项静态数据试验进行的重复性分析为机翼急剧失速不稳定气动特性提供了一种快速、价廉的检验。重复性分析结果与用不稳定测量技术捕获的数据非常符合，该方法必将用于确定用专用仪表测量的、更复杂的不稳定数据的试验环境。     

归一化RBF网络的结构优化策略

针对归一化RBF网络，利用基于山峰函数的减法聚类算法构造归一化RBF网络的初始结构，采用奇异值分解(SVD)算法分析了网络隐含层节点与奇异值、累积贡献率以及索引向量的关系，并对归一化RBF网络的结构进行了优化。最后，对该优化策略的可行性和有效性进行了仿真验证和性能比较。     

一种图像分割方法的实现

本文基于模糊数学理论中的模糊Ｃ－均值聚类算法,将其思想用于图像分割。通过与其它经典方法的比较,证明了这种方法具有较好的处理效果和较强的抗噪能力。     

一种基于内容的图像数据库聚类算法

本文分析了数据库信息检索的索引算法,并且对k-means聚类算法中初始聚类数目和聚类中心的设定进行了改进,设计了一种用于大容量图像数据库的索引方法.     

基于相关性度量的伪主成分分析

采用数据样本间的相关性作为相似性度量,并引入样本的类信息,提出一种新的降维方法,即伪主成分分析(Pseudo-PCA),该方法尽可能地保持原样本的变化信息,同时又使得降维后的同类数据样本尽可能保持相似。此外,将这种思想方法成功推广到近年来提出的2DPCA,MatPCA和(2D)2PCA。在ORL,Yale和AR等人脸数据集上的实验表明,该类方法的识别率高于相应的基于欧氏距离的PCA,2DPCA,M atPCA和(2D)2PCA等方法。