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联合空间位置信息的陆基高光谱图像目标检测算法

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光谱学与光谱分析 2024年第7期44卷 2056-2065页

作者：赵佳乐王广龙周冰应家驹刘杰林超陈琪赵润泽陆军工程大学石家庄校区河北石家庄050000 海军航空大学山东烟台264000 陆军装备部驻北京地区军事代表局驻石家庄地区第三军事代表室河北石家庄050000

受空间分辨率与探测器水平的限制,传统的高光谱图像目标检测算法更侧重于基于光谱分析的定量化处理。近年来,随着地面与近地面成像平台以及光谱成像技术的发展,陆基高光谱图像实现了高空间分辨率与高光谱分辨率的统一。相比于高光谱遥... 详细信息

受空间分辨率与探测器水平的限制,传统的高光谱图像目标检测算法更侧重于基于光谱分析的定量化处理。近年来,随着地面与近地面成像平台以及光谱成像技术的发展,陆基高光谱图像实现了高空间分辨率与高光谱分辨率的统一。相比于高光谱遥感图像,陆基高光谱图像的空间分辨率更高,其目标具有细节丰富、尺度较大的特点,在目标检测任务中能够同时利用目标的几何形状信息与精细光谱信息。约束能量最小化(CEM)是一种经典的高光谱图像目标检测算法,这种算法很适合特定的成分占图像总方差比例很小的情况,能突出某种待测目标信息,压制背景信息,从而达到从图像中分离出待测目标的效果。然而,CEM对目标的尺度比较敏感,随着目标像元数目的增加,该算法的探测效果显著下降。导致这一问题产生的原因在于CEM是基于统计背景时不包括目标光谱信息这一假设的,但实际情况中难以预先剔除目标光谱信息,而是直接统计全域图像的每个像元的光谱来近似代替背景光谱。为了解决CEM在较大目标的检测任务中效果不佳的问题,改进该算法在陆基高光谱图像中的目标检测能力,提出了一种基于空间检测指导的CEM方法(SIG-CEM)。该方法首先将获取到的待测高光谱图像进行主成分分析,将第一主成分图像送入空间目标检测模型,利用检测结果得到的坐标信息对目标进行框定。而后在求取CEM中的自相关矩阵时去除框定区域内包含目标的像元,从而有效减少了对目标的抑制。分别利用公开的遥感高光谱图像与实测的陆基高光谱图像进行实验,实验结果表明:SIG-CEM算法能够避免传统CEM算法中目标信号作为背景信号参与运算而对探测结果的影响。在公开数据集的实验中,相比于其他传统的目标检测算法,SIG-CEM算法的AUC值达到了0.9737,有效提升了目标检测的精度;在实测陆基高光谱图像数据的实验中,SIG-CEM比CEM的AUC值平均提升了0.055。同时,实验在一定程度上验证了SIG-CEM算法针对不同类型的高光谱图像具有较强的鲁棒性与适用性。该研究提出了一种专门针对陆基高光谱图像的目标检测方法,推进了今后陆基高光谱图像在目标定位与识别方面的发展与应用。

关键词：高光谱成像目标检测 CEM 空谱联合

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带扩口折叠翼尖的大展弦比机翼气动弹性研究

西北工业大学学报 2024年第2期42卷 241-250页

作者：叶博杨佑绪卢嘉成余灵富成志勇南昌航空大学飞行器工程学院江西南昌330063 陆军装备部驻南京地区第三军事代表室江苏南京210000

扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响... 详细信息

扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响应以及颤振分析,研究了铰链方向、刚度、翼尖质量与翼尖重心位置对载荷响应与颤振特性的影响。结果表明,扩口折叠翼尖在合适的参数下能够显著降低机翼的静载荷与突风载荷,在静气动弹性配平分析中,折叠翼尖可以使展长增加25%而几乎不增加翼根弯矩,并使配平攻角降低了0.14°。在突风响应分析中可使最大翼根弯矩相比于固定翼尖减少近50%,仅比不带翼尖的基准模型高17%。但颤振速度有所降低,需进一步优化以改善其颤振特性。

关键词：飞行载荷突风响应折叠翼尖突风减缓颤振

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热挤压态FGH95合金热变形特性

粉末冶金技术 2024年第1期42卷 36-44页

作者：段继平唐湘林盛俊英彭子超王旭青邹金文中国航发北京航空材料研究院北京100095 陆军装备部航空军事代表局驻株洲地区航空军事代表室株洲412002 中国航发南方工业有限公司株洲412002

采用Gleeble 3800D热模拟压缩试验机系统地研究了挤压态FGH95合金在变形温度1050~1120℃、应变速率0.001~1.000 s^(−1)条件下的热压缩变形行为,获得了挤压态FGH95合金的应力应变曲线,建立了挤压态FGH95合金的本构方程,并基于动态材料模... 详细信息

采用Gleeble 3800D热模拟压缩试验机系统地研究了挤压态FGH95合金在变形温度1050~1120℃、应变速率0.001~1.000 s^(−1)条件下的热压缩变形行为,获得了挤压态FGH95合金的应力应变曲线,建立了挤压态FGH95合金的本构方程,并基于动态材料模型,绘制了合金的热加工图。结果表明,挤压态FGH95合金的热变形本构方程高温材料常数分别为热变形激活能Q=300.925 kJ·mol^(−1),常数α=0.01139 MPa−1,参数n=1.86。相较于热等静压态,挤压态合金激活能下降50%以上。根据热加工图能量耗散效率并结合微观组织分析,找到了挤压态FGH95合金的加工安全区和失稳区,提出了热加工工艺参数范围:应变速率为0.010~0.100 s^(−1),变形温度为1050~1120℃。

关键词：粉末高温合金热压缩变形本构方程热加工图

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圆锥滚子轴承保持架断裂行为研究

计量与测试技术 2024年第9期51卷 45-48页

作者：杨宗阳李青松林湿程承陆军装备部航空军事代表局驻上海地区航空军事代表室上海大学机电工程与自动化学院陆军装备部航空军事代表局驻景德镇地区航空军事代表室

本文利用有限元软件,对某变速箱31311圆锥滚子轴承保持架进行整体动力学分析。同时,在保持架最大等效应力处引入裂纹,并基于Gurson-Tvergard-Needleman(GTN)细观损伤模型,研究其断裂行为。结果表明:该方法可为其断裂分析和预测提供参考。

关键词：圆锥滚子轴承动力学分析 GTN 裂纹扩展

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复合材料整体成型大后掠机翼设计与验证研究

科技资讯 2024年第1期22卷 98-101页

作者：蒋建军何利军何建赵琛陆军装备部驻北京地区航空军事代表室北京100012 海鹰航空通用装备有限公司北京100018 陆军装备部驻株洲地区航空军事代表室湖南株洲412000 陆军装备部驻哈尔滨地区航空军事代表室黑龙江哈尔滨150060

根据机翼设计及材料工程力学性能要求,基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证,有限元仿真分析结果与工程静力学试... 详细信息

根据机翼设计及材料工程力学性能要求,基于给定的机翼外形设计并制造了一种满足工程应用要求的全复合材料整体模压成型机翼结构。通过有限元仿真分析和工程静力学试验方法对该机翼结构进行了全面验证,有限元仿真分析结果与工程静力学试验结果吻合良好,满足复合材料工程力学许用值要求及机翼最大变形不大于半翼展长8%的刚度设计需求,该机翼的力学承载性能得到了充分验证。

关键词：复合材料大后掠机翼整体成型有限元分析力学试验

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固溶温度对TB6钛合金微观组织的影响

钛工业进展 2024年第1期41卷 33-36页

作者：应俊龙贾梦梦李智勇昌河飞机工业(集团)有限责任公司江西景德镇330034 陆军装备部某航空军事代表室江西景德镇330034

分别在760、780、800、820℃对TB6钛合金锻棒进行固溶处理,采用X射线衍射仪和光学显微镜研究了合金在不同固溶温度下的相组成及微观组织随固溶温度的变化规律。结果表明,固溶温度为760、780℃时,TB6钛合金棒材中的初生α相含量较高,尺... 详细信息

分别在760、780、800、820℃对TB6钛合金锻棒进行固溶处理,采用X射线衍射仪和光学显微镜研究了合金在不同固溶温度下的相组成及微观组织随固溶温度的变化规律。结果表明,固溶温度为760、780℃时,TB6钛合金棒材中的初生α相含量较高,尺寸较大,能起到钉扎β晶界的作用,获得晶粒尺寸部分初生α相溶于β基体相中,剩余初生α相的体积分数仅约为2.65%,且β基体相晶粒尺寸增大,并出现热诱发α′′马氏体相;固溶温度为820℃时,TB6钛合金棒材中的初生α相已完全消失,β基体相存在大量呈纵横交错分布的针状热诱发α′′马氏体相。

关键词： TB6钛合金固溶温度初生α相 α′′马氏体相晶粒尺寸

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MBSE在直升机航材支持场景建模中的应用

直升机技术 2024年第3期 44-48页

作者：曲建东洪彬张建涛段波黄海尤杰中国直升机设计研究所江西景德镇333001 陆军装备部驻景德镇地区航空军事代表室江西景德镇333001 陆军装备部航空装备局北京100000 陆军装备部装备项目管理中心北京100000 陆军航空兵学院陆军航空兵研究所北京101100 中国人民解放军某部队河南新乡453000

介绍了基于Rhapsody的直升机航材支持场景建模与开发的流程与方法;通过模型的方式建立用例图、活动图、顺序图和可用于执行验证的状态机来描述航材支持场景;指导直升机航材支持方案设计过程中的需求分析、功能分析和设计综合;探索MBSE... 详细信息

介绍了基于Rhapsody的直升机航材支持场景建模与开发的流程与方法;通过模型的方式建立用例图、活动图、顺序图和可用于执行验证的状态机来描述航材支持场景;指导直升机航材支持方案设计过程中的需求分析、功能分析和设计综合;探索MBSE方法在直升机运营保障领域的指导作用,为直升机用户航材支持提供初始建议。

关键词： MBSE 直升机航材支持

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氧化锆耐磨改性酚醛及其衬垫摩擦性能研究

润滑与密封 2024年

作者：徐帆杨宗阳汪伟黄雄荣俞森龙乔小兰朱美芳上海市轴承技术研究所有限公司东华大学材料科学与工程学院纤维材料改性国家重点实验室陆军装备部航空军事代表局驻上海地区航空军事代表室

针对织物/树脂基自润滑衬垫酚醛树脂摩擦系数偏高、耐磨性能较弱的难题，本文采用多级固化工艺与有机-无机杂化改性技术对树脂进行耐磨改性，系统研究了固化工艺、无机纳米粒子含量与尺寸对自润滑衬垫摩擦性能的影响规律，进一步阐明了... 详细信息

针对织物/树脂基自润滑衬垫酚醛树脂摩擦系数偏高、耐磨性能较弱的难题，本文采用多级固化工艺与有机-无机杂化改性技术对树脂进行耐磨改性，系统研究了固化工艺、无机纳米粒子含量与尺寸对自润滑衬垫摩擦性能的影响规律，进一步阐明了无机纳米粒子的耐磨改性机理。结果显示：固化工艺为130 ℃/2h+175 ℃/2h时，织物衬垫剥离强度可达3.77 N/mm且热稳定性最好。此外，当氧化锆含量和尺寸分别为8 wt.%和200 nm时，自润滑衬垫摩擦学性能最优，最大摩擦系数和平均摩擦系数分别为0.161和0.139，比纯树脂分别降低了52%和23%，磨痕深度与宽度大幅下降，织物衬垫耐磨性能得到显著提升，研究分析显示氧化锆耐磨改性机理主要为纳米粒子增强效应、应力诱导相变增韧与微裂纹增韧作用。

关键词：自润滑衬垫摩擦性能树脂固化纳米氧化锆

焊接速度对TA15钛合金激光焊接接头组织和性能的影响

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中国激光 2024年第20期 30-39页

作者：刘诗超王善林张元敏戴忠奎涂文斌陈玉华肖熙中国人民解放军海军装备部驻武汉地区军事代表局驻南昌地区军事代表室南昌航空大学航空构件成形与连接江西省重点试验室江西洪都航空工业集团有限责任公司

采用激光焊接研究了焊接速度对TA15焊接接头的组织和力学性能的影响。结果表明：焊接速度的增加引起焊接热输入不断减小，导致焊缝区和热影响区的晶粒尺寸不断减小。随着焊接速度的增大，焊缝区的大角度晶界和β相含量分别呈现持续增加... 详细信息

采用激光焊接研究了焊接速度对TA15焊接接头的组织和力学性能的影响。结果表明：焊接速度的增加引起焊接热输入不断减小，导致焊缝区和热影响区的晶粒尺寸不断减小。随着焊接速度的增大，焊缝区的大角度晶界和β相含量分别呈现持续增加和降低的变化规律，但热影响区的大角度晶界和β相含量则呈现先降低后增加的变化规律。TA15焊接接头的抗拉强度随着焊接速度的增加，呈现先增大后减小的变化规律，但接头延伸率则随着焊接速度的增加，呈现先减小后增大的变化规律。不同焊接速度下TA15钛合金激光焊接接头的拉伸断裂位置都出现在热影响区。热影响区的大角度晶界含量和β相含量先增加后降低的变化规律是产生接头延伸率先减小后增大的主要原因。

关键词：激光焊接焊接速度大角度晶界 β相力学性能

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