基于改进YOLOv3和卡尔曼滤波器的飞机检测追踪方法

精确的飞机检测与追踪方法可以有助于提升我国军事实力,但是目前对小目标飞机进行有效追踪方法较少。基于深度学习的目标追踪方法较传统的方法性能更佳优越,因此针对传统方法对于小目标追踪性能不佳,本文提出了一种基于YOLOv3以及卡尔曼滤波器的飞机追踪方法以获得更好的追踪性能,该算法首先通过改进的YOLOv3算法对视频中的图像进行检测,在识别到视频中的飞机之后,通过卡尔曼滤波器对飞机的运动轨迹进行预测,并通过匈牙利算法进行数据关联。实验结果显示,该算法对小尺度飞机的检测性能较传统的YOLOv3有接近5%的提升,且对飞机的追踪效果精度高且实时性能,具有较高的军事应用价值。     

加权D—S证据理论在多平台数据融合中的应用

D—s证据理论在多平台、多传感器目标识别中有着广泛的应用。利用多平台协同数据融合系统的优势,解决了单一平台获取目标信息上的不足。对各平台传感器获取信息采用证据加权的方法,以获得较好的传感器可信度基本概率赋值,提高D—S证据理论在多传感器目标识别上的准确性。实验证明了方法的正确性和有效性。     

添加镍粉和二硼化锆防静电涂层的对比研究

对添加镍粉和二硼化锆涂层的导电性进行了对比试验，讨论了添加型防静电涂层的防静电机理。试验结果表明：添加型防静电涂层导电通路的形成是导电粒子的直接接触和隧道效应综合作用的结果。文中还推导了计算涂层中导电粒子间距的近似公式。     

基于系统工程的高压涡轮叶片内腔渗层正向设计

为了解决涡轮叶片内腔渗层设计过程中需求分析不全面、设计确认不充分、设计验证不完整等问题,提出基于系统工程理论的方法,对舰用燃气轮机高压涡轮工作叶片内腔渗层进行正向设计研发。应用需求分析-技术方案设计-试样验证-产品实施-产品集成-产品验证的技术路线,开展了涡轮叶片内腔渗层技术研究。通过拉伸性能试验、低周疲劳试验、高周疲劳试验、燃气热腐蚀试验、工艺试验等对多方案进行验证,优筛选出的内腔CoAl薄渗层和纯Al薄渗层为最佳方案。结果表明：验证方案合理可行,渗层能够满足发动机的使用需求。基于系统工程的涡轮叶片内腔渗层设计方法从整体需求出发,设计、验证具有系统性和完整性,在叶片内腔渗层设计过程中具有重要作用。     

一种基于边缘检测的虹膜定位算法

虹膜定位是虹膜识别过程中的重要环节,定位速度和精度决定了整个虹膜识别系统的性能。依据虹膜图像特点,提出了一种基于边缘检测的虹膜定位算法:首先利用Sobel算子提取虹膜图像的边缘;然后在边缘图中利用扫描线和直线拟合法粗定虹膜中心及半径;最后在原图边缘附近利用改进的Daugman算子进行虹膜精确定位。与传统的虹膜定位方法相比,该算法快速有效,提高了虹膜定位的速度和精度。     

基于气动性能优化的涡轮叶顶新型密封构型研究

针对涡轮叶顶密封性能的提高,对带圆形凹槽迷宫密封进行了构型优化研究。分析了不同压比时圆形凹槽数量、尺寸及分布对密封性能以及对涡轮做功效率的影响,初步探索了圆形凹槽降低损失的机理,给出了最佳的凹槽排列方案。结果表明,圆形凹槽的容积效应使泄漏流发生小角度偏转,降低了泄漏损失;压比增大,凹槽的节流能力减弱;所得凹槽最佳排列方案在压比为1.2时,泄漏系数降低了7.14%,效率提高了0.59%;单个凹槽半径由1mm增大到5mm,泄漏系数相对于光滑密封减小5.8%,效率增加0.35%。     

多电飞机起动发电系统关键技术研究

多电飞机是下一代先进战斗机的重要特征,具有质量轻、可靠性高、维护性好、生存能力强等特点,但是电气负载功率剧增对发电系统提出了更高的要求。针对提升飞机二次能源系统功率密度,可靠性、安全性,开展基于270 V高压直流起动发电系统关键技术研究,采用系统工程方法论,开展典型多电飞机起动发电系统的运行概念设计、需求分析及架构设计,开展起动发电机热设计及高压锂电池技术研究。通过不同的使用场景,开发多电飞机起动发电系统架构仿真模型,搭建仿真环境,验证了起动发电系统方案可行,为多电飞机起动发电系统设计提供技术支撑。     

宽使用温度范围的丁羟高燃速推进剂配方研究

研究了细AP含量、增塑剂癸二酸二异辛酯（DOS）含量和键合剂LW1等因素对HTPB／IPDI高燃烧推进剂－55℃低温力学性能的影响，获得了一个使用范围广（－55℃－＋70℃）、综合性能优良的丁羟高燃速推进剂配方。该推进剂除具有能量高、燃速高等特点外，还有优良的力学性能。70℃最大抗拉强度（σm）蒺、MPa,25℃,70℃最大伸长率（εm）大于45％，－55℃时的伸长率大于30％。     

基于径向基函数的机翼和翼梢小翼外形优化

对机翼和翼梢小翼外形参数的优化方法进行了研究.利用径向基函数(RBF)来构建机翼和翼梢小翼的优化模型.在有、无翼根弯矩约束的两种情况下,分别结合序列二次规划法和拟牛顿法优化方法,针对优化目标:机翼诱导阻力最小,优化得到机翼和翼梢小翼的最佳外形参数.实验证明本文优化方法能够取得满意的优化效果,对翼梢小翼的优化设计问题具有一定的参考价值.     

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析.结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性.来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大.CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2％.