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451.
针对只有10^-8~10^-9量级的末制导雷达虚警概率难以检验的问题,研究虚警概率与发现概率、虚警时间的关系,论证了将虚警概率转化为虚警时间的检验方法,利用定时截尾统计检验理论,研究了不同鉴别比、不同试验时间、不同接收故障数时研制方与使用方的风险,提出了新型末制导雷达虚警概率的检验方法,解决了该项指标检验的难题。 相似文献
452.
453.
同转/对转双转子系统的动力学特性 总被引:1,自引:3,他引:1
建立了双转子动力学模型,引入中介轴承刚度和高、低压转子陀螺力矩的影响,利用数值分析和实验验证,揭示了同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应存在的差异,以及转速比对同转/对转双转子临界转速特性和不平衡响应的影响.结果表明:陀螺力矩是影响带有中介支承的双转子系统转子刚度的主要原因,其刚度变化与内、外转子的转速比大小和相对旋转方向有关,进而导致同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应发生改变;相比同结构的同转双转子,在相同的不平衡量作用下,对转双转子的不平衡响应更为显著.对转双转子进行动平衡时,应更加严格的控制内、外转子的不平衡量. 相似文献
454.
455.
热层大气密度直接影响低轨道航天器的精密定轨,热层大气密度模型的误差是影响载人航天定轨精度的关键因素。选取400km为载人航天轨道的代表高度,利用CHAMP卫星数据修正热层大气密度模型,进而反演得到2002年的热层大气密度,统计其中长期变化特征,并分析大气密度与太阳活动和地磁活动的关系,得出热层大气密度与两种指数的总体变化趋势一致的结论,且地磁活动与大气密度的相关性更好。同时将大气密度的反演值与神舟三号飞船的实测密度值进行对比,结果显示二者有较好的一致性,其平均残差和均方根误差分别为0.03和0.24,并且地磁平静期的误差明显小于磁暴期。结果表明,利用星载加速度计数据反演载人航天轨道大气密度是一种有效的方法。 相似文献
456.
通过监控航空发动机性能参数,准确判断发动机的工作状态,预知发动机的异常变化.为预防和排除故障提供充足的时间和决策依据。开发出利用QAR(quick access Feeorder.快速存取记录器)数据的发动机故障检测系统,该系统基于民航发动机的QAR数据,由于发动机正常运行数据容易获取.而故障样本难以获得.因而采用单类支持向量机(OCSVM),仅依靠发动机的健康数据建立其分类器。利用OCSVM分类器.监控后续航班参数是否出现异常,通过分析检测结果,实现发动机故障检测。采用该系统监控航空发动机性能参数.及时发现发动机运行状态异常,证明了系统的可行性和有效性。 相似文献
457.
给出了一种求解同时受升力、气动加热(率)和动压约束时,航天器再入走廊的近似计算方法。文中采用格林函数法,导出了再入过程中三种典型约束(气动加热率、升力和动压)条件之间关系的近似定量描述,在该三种约束取极限的条件下求得了再入走廊的上下边界。文中还介绍了上下边界近似解及相应控制规律的结构。 相似文献
458.
本文介绍涡喷发动机对湍流型动态畸变的响应。湍流型动态畸变是用发动机进口截面的叶根或叶尖挡板造成的,挡板的周向范围为180°,这个范围内的堵塞比为50%。这两种动态畸变发生器分别在发动机进口截面的叶根或叶尖部分产生相当强烈的湍流型动态畸变,在发动机转速(n)=1.0时,都会引起涡喷发动机出现“漂移型”喘振。本试验还对小一导(涡轮第一级导面器出口截面减小12%)的涡喷发动机进行研究,试验结果表明,(n)=0.9,同样挡板所造成的湍流型动态畸变也引起发动机“漂移型”喘振。(n)=0.87时,在“净”进气条件下,发动机出现的不稳定为深喘振,而在网格造成的进气畸变下,发动机出现的为古典喘振。这些结果表明,除了转速之外,发动机的不稳定性态还与进气条件有关。 相似文献
459.
本文基于塑性增量理论导出一种不显含应变的矩阵增量物理关系及平面应变问题σz的表达式,提出解决无摩擦弹塑性接触问题的边界元-数学规划法。据此编写了用边界元法解二维问题的通用程序,并用之解算了两圆柱体的弹性和弹塑性接触问题,将数值解与现有结果进行了比较。 相似文献
460.