关于图的边分划的一种算法

为在一个道路交通网内确定建立清障站的合理个数和站址的选择，本文提供了一种简明算法。     

LC9型材机翼前梁制造工艺

农5飞机机翼前梁主缘条，采用LC9合金型制造，零件细长，外形复杂，成形和协调难度大。本文简要介绍了该零件的制造工艺。     

不同叶片尾缘结构对流换热特性实验

为了研究不同叶片尾缘结构对对流换热系数的影响规律,设计了三种尾缘结构,并搭建了实验台,采用红外热像仪对叶片尾缘的壁温进行测量。研究结果表明,（1）三种尾缘结构的对流换热系数沿壁面的分布有很大差异,针对实验件I,对流换热系数存在一最大值,且最大值出现的位置随着吹风比的增加而逐渐远离气膜出口;（2）实验件II和III的对流换热系数沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但降低的规律二者又不相同;（3）在相同壁面位置,实验件III的对流换热系数最高,而实验件I的对流换热系数最低,因此可以认为,实验件III所示的尾缘结构更有利于对叶片尾缘更好的冷却。     

管制战术核心系统信息整合的实践与思考

日益增长的空中流量，对管制信息系统的信息整合提出了更高的要求。本文总结了成都管制中心的数据整合实践经验，提出整合管制信息系统的思路和建议，为未来的项目建设提供有意义的参考。     

忆阻细胞神经网络及图像去噪和边缘提取中的应用

结合忆阻器的记忆特征和细胞神经网络高效并行处理能力,将忆阻器作为可编程连接权值,提出了一种具有忆阻器特性的细胞神经网络.计算机仿真验证了提出的忆阻细胞神经网络用于图像去噪和边缘提取的有效性.     

基于Zernike矩的高精度太阳图像质心提取算法

在基于太阳观测的月球车天文导航系统中,针对太阳传感器中图像噪声以及典型图像退化的不良影响,提出了一种基于Zernike矩的高精度太阳质心提取算法。采用Sobel算子进行边缘检测,Zernike矩重定位亚像素边缘,用最小二乘法拟合圆心。而当图像存在退化时,进行有效圆边缘点检测后,再用该法提取质心。从理论上分析了Zernike矩亚像素边缘检测对圆拟合法的改进作用。利用仿真图像和地表实验图像,将本文方法与传统的重心法、带阈值的重心法和圆拟合法进行了比较。结果表明,本文方法精度更高,具有更好的稳定性,可以对月球车天文导航精度的提高起良好作用。     

钝后缘翼型的后缘减阻装置研究

采用数值模拟方法进行了FB-4000-1000与FB-4000-2000钝后缘翼型的后缘减阻装置研究.分析了后缘减阻隔板安装位置对翼型气动特性的影响.其中后缘台阶中部安装隔板,以升力的小幅损失为代价实现中小迎角范围内减阻约35％,而在较大迎角时减阻约20％.     

X-47B飞翼气动布局设计分析

对X-47B双后掠飞翼布局的气动布局设计进行了研究,分析了前缘后掠角、外翼弦长等平面形状参数对单后掠、双后掠飞翼布局的气动及隐身特性的影响,讨论了内外翼采用不同前缘剖面形状的原因,总结了X-47B无人作战飞机布局的发展历程及详细设计阶段翼尖修形的效果,为飞翼布局飞机的气动隐身设计提供设计参考。     

唇口斜切修型对S形进气道RCS影响

采用基于迭代物理光学法与等效边缘电磁流法的雷达散射截面计算程序,分析了水平、垂直两种极化方式下唇口斜切修型对菱形进口S形进气道边缘绕射场及腔体内部散射场的影响。计算结果表明：在水平、垂直两种极化方式下,斜切修型可有效降低边缘绕射场的雷达散射截面,但随斜切角度的增大,其减小幅度降低;正负斜切角度对应的绕射场雷达散射截面分布关于0°探测角对称;斜切修型对腔体内部散射场的影响较小。     

Experimental research in rotating wedge-shaped cooling channel with multiple non-equant holes lateral inlet

The heat transfer in a novel smooth wedge-shaped cooling channel with lateral ejection of turbine blade trailing edge is experimentally investigated in both non-rotating and rotating cases. Beside the conventional inlet at the bottom of the channel, an extra coolant injection from 8 lateral non-equant holes is introduced to improve the overall heat transfer. The total mass flow rate ratio (lateral mass flow rate/total mass flow rate) varies from 0 to 1.0. The major inlet Reynolds number and rotation number respectively vary from 10000 to 20000 and from 0 to 1.16. Experimental results show that the lateral inlet decreases local bulk temperature and increases local heat transfer at the middle and the top of the static channel. In rotating cases, the lateral inlet notably improves the heat transfer at the high-radius half channel and compensates the negative effects induced by the rotation. Both intensity and uniformity of heat transfer inside the channel are enhanced while flow resistance decreases with proper mass flow rate ratio of coolant from two inlets. The most satisfactory total mass flow rate ratio is around 2/3. This new structural style of cooling channel has huge potential and provides new direction of heat transfer of turbine blade trailing edge.