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孪生素数的猜想是一个数学难题,本文提出了孪生素数的根系理论.基于这个理论,计算出大于10726的孪生素数. 相似文献
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该文叙述了1 1问题(即任意大于4的偶数至少是两个奇素数之和)的解决办法、与以往求素因子办法不同。首先给出了一个等价性命题。接着提出了一个新的筛法。群筛法和加边群筛法。给出了满足哥德巴赫猜想数的估值公式,提出了公式的余项或误差项可取为2π(F_1)或π(F_1)、π(F_1)表示等于,小于F_1以下的素数,本文对文献(6)进行了、修补、完善和简化。 相似文献
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我们称n =p+q 为偶数n的最平衡哥德巴赫分拆 ,其中 p与 q均为奇素数 ,p≤ q且 |p - q|取可能的最小值。根据哥德巴赫猜想 ,对于每个大于或等于 6的偶数 ,必存在其最平衡哥德巴赫分拆。本文通过对 10 7以内的偶数进行的数值计算 ,进一步提出如下猜想 :由所有 (≥ 6的 )偶数之最平衡哥德巴赫分拆产生的三组比值 p/q ,p/n 以及 (n/2 -p) /n的均值 ,分别具有极限 1,1/2及 0。 相似文献
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传统的后多普勒自适应处理方法,如因子法(FA)和扩展因子法(EFA)虽然能大大降低自适应处理时的运算量和独立同分布样本的需求量,但由于实际中均匀训练样本数目的限制,当天线阵元数进一步增大时,FA和EFA抑制杂波和检测动目标的能力会显著恶化。针对这一问题,提出了一种空域数据重排的后多普勒自适应处理方法。该方法将多普勒滤波后的空域数据重排为一行列数相近的矩阵,空域滤波器权系数也表示成可分离的形式,从而得到一双二次代价函数,利用循环迭代的思想求解权系数。实验表明该方法具有快速收敛,所需训练样本少的优点,尤其在大阵列、小样本条件下该方法抑制杂波的性能明显优于FA和EFA。 相似文献
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第五章宪全规范化引言术语“完全规范化”将被用来描述一个不包含冗余数据的表的集合。在绝大数情况下一个很好规范化的表(每一个函数决定是一个候选的行标识符)也是完全规范化的,但也存在着需要进一步规范化的一些情况。5.1隐含的传递依赖图5.1表示了一个“订货”的坏的规范化表的二个很好规范化的形式。形式A是无懈可击的,但形式B却具有某些不满意的特征。首先,在形式B中的属性组在逻辑上没有形式A合理。在直觉上,形式A似乎更合理一些,因为存在着仅包含顾客属性的一个表,而另一个表使订货与顾客相联系。在形式B中,两个表都… 相似文献
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<正> 1.前言 近几年来,计算机辅助设计网络图的研究工作获得了很大进展,实用的计算机软件也相继出现。当前的发展方向是如何利用微机进行大型网络图(作业数目在500个以上)的设计和如何简化绘图工作中的修改程序、优化网络图的绘制方法。为了解决这一问题,研制了网络图的分割设计法,即把一个大的作业分析表分割成几个独立的部分,分别设计成子图,再由子图拼接成整图的设计方法。 相似文献
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刘德贤 《郑州航空工业管理学院学报(管理科学版)》2000,18(1):40-42
在完全平面围中引进顶点分割与合并的概念,根据完全平面图的特征,对其顶点数采用归纳法证明了平面围是四可着色的。 相似文献
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有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题 总被引:3,自引:1,他引:2
有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。 相似文献
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NING Guo-dong ZHANG Shu-guang FANG Zhen-ping 《中国航空学报》2007,20(1):1-8
A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method. 相似文献
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LUO Cheng LIU Hua YANG Jia-ling LIU Kai-xin 《中国航空学报》2007,20(3):230-235
Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks. 相似文献
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基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明:该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。 相似文献
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波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面:电子化(e-Enabled)运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境(GCE)。 相似文献
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The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow 总被引:1,自引:0,他引:1
This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation. 相似文献