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631.
基于多维航迹特征的异常行为检测方法 总被引:3,自引:0,他引:3
在信息融合领域,利用数据挖掘中的异常检测技术,可以基于目标的多维航迹特征来挖掘目标的异常行为。现有轨迹异常检测方法主要检测目标的位置异常,没有充分利用目标的属性、类型、位置、速度和航向等多维特征,在挖掘目标的异常行为时具有局限性。通过定义多因素定向Hausdorff距离和构造多维度局部异常因子,提出了一种基于多维航迹特征的异常行为检测方法,通过对多维航迹数据的异常检测,实现对目标异常行为的挖掘。在仿真军事场景和真实的民用场景上进行了实验分析,所提方法都能有效的检测出目标的异常行为。 相似文献
632.
为了描述部分预混燃烧的火焰机制,捕捉燃烧现象中的非稳态效应,采用大涡模拟与非稳态火焰面/反应进度变量方法相结合来模拟湍流部分预混燃烧抬举火焰,并将计算结果与实验测量值进行了对比研究。结果表明基于大涡模拟的非稳态火焰面/反应进度变量方法捕捉到了湍流部分预混燃烧中的火焰抬举现象,计算得到的火焰抬举高度大致为35,和实验测量值完全一致。同时采用各热力学参数在混合分数空间的分布来研究部分预混抬燃烧中具有非稳态燃烧特性的局部熄火现象。各不同截面上的燃烧热力学参数与实验测量值吻合较好,说明采用该方法能比较真实地反映湍流部分预混燃烧的火焰机制。 相似文献
633.
相位相关法作为常用的相位匹配技术在使用中会遇到相位卷绕问题,一般频域求解方法需要进行相位解绕和最小二乘或RANSAC拟合,但相位解绕过程繁琐,且最小二乘拟合法易受噪声干扰,RANSAC拟合方法时间开销大.为此,提出了一种基于平均周期图法功率谱估计的相位匹配方法,将空间域问题转化到频域内求解,并成功规避了相位解绕步骤,相位匹配精度达到了亚像素量级.与经典频域分析方法对比,方法可在规避相位解绕的同时获得精度相当的有效结果.最后对方法的分辨精度进行了仿真分析,实验结果证明能够达到亚像素级的视差分辨率,为相位匹配在频域中的研究提供了新的思路. 相似文献
634.
635.
某导弹发射架在进行第3次动载荷试验过程时,其上的一件42Cr Mo外六角高强度螺栓出现了断裂;通过对断口进行宏微观检查、电镜观察、金相组织检查、硬度检查及化学成分分析,确定了零件的断裂性质和断裂原因。结果表明:螺栓的断裂性质为原始裂纹引起的应力腐蚀断裂。由于螺栓在镀锌前存在原始微裂纹,造成了应力集中,并在随后的镀锌过程中出现了腐蚀现象;在试验过程中,由于弯曲应力和大气环境中氧、硫、氯、钠等腐蚀介质的共同作用,导致了螺栓的断裂。另外零件硬度值偏高,存在轻微的回火脆性,对断裂也有一定的影响。 相似文献
636.
航空电子云系统架构与网络 总被引:4,自引:1,他引:3
在未来作战体系中,航空电子系统需要飞行平台具有跨系统平台的信息共享和协同处理的能力。根据未来日益复杂的航空任务需求,基于云计算资源共享池思想提出了一种跨系统平台高度综合的航空电子系统——"航空电子云",并阐明了其系统架构,重点介绍了航空电子云的网络。在网络物理层,根据航空电子系统物理设备的特点,构建了航空电子云分层分簇的网络架构。在网络逻辑层,引入雾计算和云计算的思想,介绍了基础设施的三层虚拟化结构。航空电子云将资源的共享范围从单系统平台扩充到多系统平台,提升了航空电子系统的体系作战能力。 相似文献
637.
火箭回收舱段的准确定位是实现运载火箭可重复使用的关键技术之一。针对运载火箭回收舱段飞行轨迹的特点,基于多站到达时间差(TDOA)无源定位原理,通过在回收舱段上加装主动辐射源设计了火箭回收舱段定位系统。将时差非线性定位方程求解问题转化为时差似然函数的极值优化问题,通过引入量子编码理论、混沌映射和遗传反向学习机制改进海鸥算法(SOA),将其用于搜索回收舱段最优定位信息。仿真结果表明:改进的量子海鸥算法在火箭回收舱段定位解算的早期收敛速度、定位精度、全局搜索能力等方面均优于传统Chan算法和标准海鸥算法。 相似文献
638.
639.
640.
DELAMINATION
FORMATION AND DELAMINATION
PROPAGATION OF COMPOSITE LAMINATES
UNDER COMPRESSIVE FATIGUE LOADING 总被引:1,自引:0,他引:1
Fatigue tests of the smooth composite
laminates and the notched composite laminates under compressive cyclic loading have been
carried out. The damage mechanism is discussed and analyzed. Damage evolution is monitored
using stiffness decay. From these tests, it is found that the initial delamination occurs
at the free boundary of smooth specimens, or the notch boundary of notched specimens,
subjected to the compression-compression cyclic load. A point of view in relation to
two-phases of compression fatigue delamination of composites is proposed, namely,
compression-compression delamination consists of the delamination formation phase and the
delamination propagation, and there is a “damage transition point” to separate this
two-phases. Furthermore, an empirical modulus degradation formula and its parameters
fitting method are presented. According to the test data handling results, it is shown
that this formula is univocal and can fit the test data conveniently. In addition, two
kinds of new anti-buckling devices are designed for these tests. At last, the E-N curves,
the D-N curves and the S-N curve of the smooth carbon fiber reinforced composite laminates
of T300/648C are determined to predict the fatigue life of the notched composite laminate.
And the E-N curve of the notched specimens at the given load ratio R=10 and minimum load Pmin=-0.45 kN
is also measured to verify the estimated result of fatigue life. 相似文献