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581.
分布式故障诊断专家系统在运载火箭发射决策中的应用研究 总被引:1,自引:0,他引:1
根据新一代运载火箭地面测发控系统的一体化设计要求,将分布式故障诊断专家系统应用到运载火箭发射决策中,建立了运载火箭分布式故障诊断专家系统的总体结构.根据故障信息的流动方向将诊断过程分为征兆获取级、分系统诊断级以及全局诊断和决策级3级.征兆获取级通过特征提取和神经网络模块实现复杂测试数据的征兆自动获取.分系统诊断级和全局系统诊断级的诊断推理均建立在"三表制"知识表达方法上,但根据各自任务的不同,分系统诊断级采用征兆驱动的正向推理,并结合深度推理算法实现规则的遍历问题;全局系统诊断和决策级采用面向故障的反向分级推理,并提出了故障的分级策略. 相似文献
582.
583.
584.
基于航天器控制语言的东三平台卫星遥控作业设计与实现 总被引:1,自引:0,他引:1
针对东三平台卫星的飞行任务要求,分析了地面测控系统和卫星飞行程序,提出了遥控作业的数据接口及设计原则,并通过作业例程验证了该设计方法。利用该方法设计的系列遥控作业目前已应用在东三平台卫星的测控工程中。 相似文献
585.
586.
民机机身下部结构耐撞性优化设计 总被引:3,自引:2,他引:3
针对含多设计参数的典型民机机身下部结构耐撞性设计,提出了一种设计方法,该方法以最小化客舱地板的初始加速度峰值与最大化参考压溃状态的结构内能为优化双目标,通过Kriging模型对结构的冲击响应进行预测,采用非支配排序遗传算法II(NSGA-II)对双目标进行优化,进而由Nash-Pareto策略获得最优方案。为了得到最优设计方案,同时研究设计参数对机身结构耐撞性的影响,提出最大化期望提高与最大化预测方差同步加点准则建立代理模型。采用该设计方法,以典型民机机身下部结构设计问题为算例,对客舱地板支撑结构、货舱地板和泡沫构件形状参数进行优化。结果表明,相对原始设计客舱地板的加速度峰值降低约18.3%,次高加速度峰值也得到有效降低,改善了机身结构的耐撞性;Kriging模型预测响应与有限元分析结果误差小于1%,说明了设计方法的有效性。 相似文献
587.
对40Cr钢缺口试件在三级应力水平下进行了高周疲劳试验和磁记忆二维检测(2-D MMMT),并引入李萨如图分析方法,研究应力集中、疲劳损伤及疲劳应力对二维磁信号的影响规律,分析李萨如图特征值与疲劳损伤程度之间的关系。结果表明:在应力集中部位会出现磁记忆法向分量过零点及切向分量峰值的现象,并且该现象的位置随着疲劳损伤程度的增加产生漂移,逐渐向缺口根部靠拢;可利用磁记忆信号切向分量梯度K曲线异变峰特征来表征构件损伤位置;磁记忆信号切向分量梯度最大值随疲劳损伤程度的增大而增加;磁记忆信号梯度K曲线形成的李萨如图闭合区域面积与疲劳损伤程度有较好的对应关系。梯度最大值可作为反映构件损伤程度的特征量,根据李萨如图面积可以判断构件疲劳损伤状态。 相似文献
588.
以二维圆柱钝头超声速流场为研究对象,应用计算流体力学方法研究了计算网格在气动力及气动热数值模拟中的影响.计算程序中对流项、扩散项分别采用AUSM格式和中心差分格式离散,并用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果表明,壁面法向第一层网格间距、网格长宽比以及扩张度等因素都会对壁面摩阻、热流的计算产生影响,尤其是壁面法向第一层网格间距影响最为突出.边界层的计算结果与实验数据进行了仔细对比,包括壁面压力分布,摩阻系数Cf分布,斯坦顿数St分布等.高马赫数滞止气流导致壁面附近产生巨大速度梯度以及温度梯度,这些梯度的准确计算需要合适的壁面法向第一层网格间距以及合理的网格长宽比、扩张度. 相似文献
589.
590.
为了分析瞬态热冲击过程中气膜冷却传热规律,采用实验研究和CFD仿真分析方法,研究了瞬态热冲击工况下的平板缝槽气膜冷却传热特性。实验中,主流燃气以约60℃/s~100℃/s的增温速率来模拟瞬态热冲击工况,CFD仿真中,采用DES方法模拟瞬态混合层剪切涡结构对气膜冷却传热影响。结果表明:(1)实验结果显示,当吹风比处于临界值以下时,瞬态热冲击过程中,气膜绝热有效温比逐渐下降直至稳态值,对流换热系数存在同样的规律。(2)DES模拟结果显示,混合层摆动位置及剪切涡发展到壁面的位置随着吹风比的增大而向下游移动,使得壁面传热特性主要由剪切涡流决定逐渐转变为由冷却气流决定。(3)DES结果显示由于混合层剪切涡的不稳定性使得气膜绝热有效温比存在较大幅度的波动;相比RANS方法,DES方法预测的平均绝热有效温比与实验结果吻合更好。 相似文献