基于光流动态特征与SVM的阴燃火检测方法

针对传统阴燃火检测中存在误报、漏报的问题,研究了一种基于光流场的视频检测方法。首先,利用改进的Horn-Schunck光流算法计算图像光流场,并结合阴燃火颜色特征提取可疑阴燃火运动区域;然后,提取连通域的面积、光流平均速度、方向方差、光流主运动方向、光流速度不规则度和背景模糊性等六个特征建立特征向量;最后,利用支持向量机对所有含可疑阴燃火运动区域的图像帧进行分类,从而实现阴燃火检测。实验结果证明:该方法对阴燃火识别准确度高,可有效排除多种图像干扰,在复杂环境下的适应性和鲁棒性较好。     

水速对潜射导弹出筒流场和弹道影响

为了研究水流速度对潜射导弹出筒过程的影响,基于混合多相流模型、Singhal空化模型和导弹动网格技术对不同流速下导弹弹射出筒过程流场进行数值计算,获得了考虑肩部空化现象的导弹出筒多相物理现象和发射装置载荷。结果表明,流速带来了流场的不对称;随着流速的增加,迎流面空泡长度减小,背流面空泡长度增加;导弹迎流面壁面压强大于背流面压强,从而形成侧向力,弹体在水流方向发生偏转。研究结果对于水下发射理论研究和工程应用具有指导意义。     

流的大小与传输速率相结合的双门限检测算法

提出基于流传输速率与数据量的双门限检测算法。为满足高速网络传输的性能要求,使用Hash表存储流检测的数据结构,将Hash表的冲突处理与基于流速率的缓存替换相结合以实现高效的大流检测,通过限制Hash桶的容量,确保报文的处理性能。真实网络数据的仿真测试结果表明:所提算法在相近的存储开销下,保持了较高的处理性能,准确性优于基于最近最少使用算法的大流检测及其派生算法以及基于统计计数的紧凑型空间节省算法。     

剪切来流条件下的涡生振荡机理

将指数极坐标系建立在运动的圆柱上,推导了运动坐标中剪切来流条件下,涡生振荡的涡量-流函数守恒方程、其初始和边界条件、圆柱表面的水动力表达式、圆柱振荡方程。对圆柱从静止开始振荡到发展为稳定振荡状态进行了计算和讨论,描述了脱体涡街的发展过程、升阻力相图的连续变形和漂移、圆柱振荡和平衡位置的变化过程。研究了涡生振荡终态随剪切度K的变化。结果表明:剪切来流给流场加入了背景涡,使圆柱的上涡增强、下涡减弱,流场的对称性被破坏。随着剪切度K的增大,涡街的倾斜程度增大,压力曲线的漂移量增大,由此导致升力的绝对值增大,圆柱的振幅增大且平衡位置向圆柱下侧的漂移也增大。     

不可压缩流体横掠椭圆截面管道时的对流换热

为获得不可压缩流体横掠椭圆截面管道时对流换热规律的一般性的认识,采用解析法与数值法相结合的方法,首先研讨了不可压缩粘性流体平面无环量椭圆绕流(动力)层流边界层的一些特征并将其应用于椭圆管面的对流换热问题,得到较为精密的椭圆管面局部对流换热系数的一般表达式,从而为在一个较广泛的视角下分析椭圆管的换热提供了一条途径。按此方法,对某一势流速度下局部换热系数与管形的关系给出了分析计算实例,并得到在此势流速度下,具有最大换热能力的椭圆管形。另外,基于笔者用函数论方法所得到的一个一般关系式,给出了一般椭圆管对流换热能力的一种估值。该方法和结果是对现有纯试验和纯数值方法的一个补充。     

SUPANET VPN隧道技术研究

分析了SUPANET VPN的协商流程,提出了2种隧道的建立模式,构建了SUPANET VPN拓扑结构,利用网络仿真软件OPNET对VPN—QoSNP协议进行了仿真,并验证了协议的正确性和可行性。     

气液两相管流流型识别理论研究进展

综述了气液两相流流型识别理论及方法的研究进展。首先探讨了流型划分问题,然后针对水平管路、垂直管路及摇摆管路介绍了两相流流型转换机理及转换的边界条件;对于流型的在线识别,介绍了基于波动理论、神经网络和图像处理的流型识别方法。最后提出了气液两相管流流型识别中亟待开展的理论研究方向。     

任意形状通电线圈磁场的计算

将任意形状的通电线圈的磁场看作是多段通电直导线磁场之和,列出了一般和特殊情况下通电直导线磁场计算公式;将所有公式归结为两类积分,并编写了相关计算程序软件.实践证明,该方法计算量较小,精度高,适用性强,适用于具有复杂形式和姑构的线圈磁场计算.     

基于最大流理论的网络对抗效能评估模型及应用

网络对抗的飞速发展使得网络对抗效能量化评估问题日益凸显。基于最大流理论分析了网络的最大流与最小割容量所具有的特性,提出了网络压制系数的概念,建立了一个通用的网络对抗综合效能评估模型。     

高超声速圆球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性分析

采用分段线性电流密度递归卷积时域有限差分(PLJERC FDTD)方法计算高超声速导电金属球绕流流场及其近尾尾迹流场电磁散射特性,分析等离子体绕流流场RCS的频率特性、双站散射特性、极化特性及随飞行高度、飞行马赫数、入射角的变化关系.计算表明,前向散射方向是全方位散射中RCS取得最大值的方向;马赫数较大(本文Ma≥14)时,入射波频率增大、马赫数增大及飞行高度降低,绕流流场前向RCS增大.马赫数较小(本文Ma≤10)时,飞行马赫数、高度及入射角变化对绕流流场UHF、L、S波段后向RCS和双站RCS影响很小;在UHF、L波段,绕流流场及本体的后向RCS差距较小.马赫数较大时,大范围过密等离子体尾迹的形成使得电磁波垂直轴线入射时绕流流场增大了目标本体的后向RCS;在L、S波段,绕流流场后向RCS曲线可用一条直线逼近.