一种基于颜色和边缘特征的Mean Shift目标跟踪算法

针对基于颜色特征的Mean Shift算法对动态变化环境适应能力差,容易丢失跟踪目标的问题,提出了一种颜色和边缘特征相结合的Mean Shift目标跟踪算法。该算法使用核直方图概率模型描述目标,通过权值的自适应变化来评估每个特征在跟踪场景中的可靠性,并依据权值提出一种选择性模板更新方法。实验结果表明,提出的算法不仅可以克服目标在跟踪过程中发生的模板变形,而且对目标的平移旋转以及光照变化都具有较好的鲁棒性。     

基于冷态数值模拟的航空发动机燃烧室贫油熄火预测

在经典均匀搅拌反应器理论(Perfect Stirred Reactor)的基础上,对Lefebvre贫熄模型中的燃烧体积和燃烧空气量进行改进,建立起燃烧室冷态流场与热态贫熄性能的对应关系,进而达到从冷态流场预测热态贫熄性能的目的。采用商业软件Fluent对燃烧室的冷态速度场和燃料浓度场进行数值模拟,通过燃料的可燃边界定义出理论的可燃区体积(Vf)和进入可燃区的回流空气量(mr)两项关键参数组成燃烧负荷参数Vf.mr,并通过油量迭代逼近(Fuel Iterative Approximation)的方法达到对燃烧室贫熄边界的预测。通过与实验结果的对比表明:燃烧室的冷态流场与其热态贫熄性能是相互关联的,燃烧负荷参数与熄火油气比近似成线性关系;采用油量迭代逼近的方法对燃烧室的贫熄边界进行预测,预测精度控制在±8.4%。     

基于任意空间属性FFD技术的融合式翼稍小翼稳健型气动优化设计

 以非均匀有理B样条基函数为空间控制体属性,建立了任意空间形状自由变形(FFD)技术参数化方法。所建立的气动外形参数化系统通过FFD控制体的分布以及控制顶点的合理选取,能够对任意复杂外形进行参数化设计。首先采用FFD控制体对某型客机翼稍小翼进行空间属性构建;然后结合基于Delaunay图映射技术建立了结构对接网格变形模式,采用分群粒子群算法以及误差反向传播训练算法(BP)神经网络进行稳健型气动优化系统的构建;最后对某型客机融合式翼稍小翼的后掠角、倾斜角和高度等参数进行稳健型气动优化设计,分析对比了优化前后翼梢小翼表面压力云图、截面压力分布及载荷分布。优化设计结果表明:设计后的翼稍小翼的升阻比与阻力发散特性明显提高。     

碳/ 碳复合材料机械加工残余应力实验研究与规律分析

采用适宜于测试复合材料的残余应力测试方法——钻孔法,通过二次通用旋转组合设计实验,采用电镀金刚石刀具铣磨加工碳/碳复合材料,选取切削深度、切削宽度、切削速率、进给量四个因素进行实验.实验结果分析表明,回归得到基于二次多项式的数学模型,进一步分析了残余应力随各加工参数的变化规律,整体寻优得到了残余应力的极值.研究表明,铣磨加工碳/碳复合材料,残余应力皆为压应力.伴随着切削速率的增长,残余应力存在渐进值.本次实验中,残余应力趋于-16 MPa稳定.伴随着切削宽度、切削深度、进给量的增大,机械加工残余应力表现为先增大后减小(压应力即残余应力的绝对值先减小后增大).本次实验中,各加工参数的变化分界点分别为:切削宽度aw=6mm;切削深度ap=0.5 mm;进给量f=200 mm/min .     

某民用大涵道比涡扇发动机风扇缩尺试验件气动性能数值仿真

根据某民用航空发动机大涵道比风扇1/2缩尺试验任务的需求,利用三维数值模拟软件对该风扇缩尺试验件各个转速下的内、外涵气动性能进行了数值仿真分析,并对缩尺几何、弹性恢复角及涵道比等参数对风扇缩尺试验件内、外涵气动性能的影响进行了对比分析.结果表明:该风扇缩尺试验件各转速下的内、外涵性能都基本达到设计指标;几何缩尺分别引起了风扇外涵、内涵设计点的效率分别降低了1.26%,0.77%;80%转速下,叶尖弹性恢复角减小0.36°使风扇外涵稳定工作裕度扩展了4.04%,但近设计点总压比和效率均有所衰减;双涵道风扇在不同涵道比状态下,内、外涵相互影响,流量-总压比及流量-绝热效率特性是在一定范围内的曲线带.      

固体火箭发动机熄火方案可行性研究

从理论、实验两个方法，对固体火箭发动机快速降压、液体喷射及二者联合等三种熄火方案进行了分析和探讨；通过比较认为到：快速降压与液体喷射联合熄火对于解决高能、高含铝量的复合推进剂熄火问题具有独到的优点；结合某预研型号发动机对联合熄火方案进行了实际应用的可行生分析，结果可行。     

空气-空气湿热交换器热力计算的对比模型法

本文对一开始就冷凝的叉流式空气-空气湿热交换器提出一种新的热力计算法,即对比模型法。其基本原理为:由实际和虚拟热交换器的模型方程构成对比模型方程组,并证明了对比模型方程组的焓效率与干态热交换器的温度效率的相似性,使干、湿热交换器的热力计算方法在一定条件下得到统一。     

引射增力器的性能分析和实验研究

本文叙述了在主流超临界压力比下,引射增力器的性能计算方法,及缩尺寸增力器模型的一些实验结果。比较结果表明:二者能较好地相符。     

固体火箭发动机总体参数优化设计

在固体火箭发动机总体参数优化设计过程中,数学模型的建立是非常重要的,数学模型建立的好坏直接影响优化计算的精度和适用性。发动机的数学模型包括能量模型和质量模型。能量模型采用了两种方法:(1)美国SPP法中的SPP经验法。(2)统计方法(Landsbaum法)。在统计方法中,采用多元回归分析的方法,编制了计算机程序,进行最佳拟合,得到一种计算固体火箭发动机实际比冲的通用公式[2]。      

副翼-方向舵交联系统和稳定轴偏航阻尼器对某机抗偏离/尾旋效果研究

本文是在对某机尾旋特性研究的基础上,探讨引入副翼-方向舵交联系统和稳定轴偏航阻尼器对该机尾旋进入特性的影响,看其抗偏离/尾旋效果.研究方法仍采用微分方程的分支突变理论,结合时域动态响应,计算装有这类控制系统后的飞机平衡面等.