正态-极小值Ⅰ型模式结构可靠性的Bayes、Fiducial及经典近似限

对于正态(分布参数未知)-极小值Ⅰ型(分布参数已知)模式,在皮力的均值比强度的均值小得多且应力的方差很小的条件下,本文给出了它的结构可靠性的Bayes、Fiducial及经典近似限。     

技术成熟度评价在航天器地面环境试验中的应用

应国防武器装备采办中对技术状态控制、风险控制的需求,技术成熟度评价理论已在各主要航天国家得到广泛应用。通过分析美国和中国技术成熟度等级标准,提出了适用于航天器地面环境试验技术特点的8级技术成熟度等级标准和应用建议,以期为航天器地面环境试验技术状态管理提供一个行之有效的工具。     

LPA对UPR收缩率和力学性能的影响

针对不饱和聚酯树脂(UPR,Unsaturated Polyester Resin)收缩率高和脆性大的缺点,研究了加入两种低轮廓添加剂(LPA,Low Profile Additives)--聚醋酸乙烯酯类的LPA-4016和聚苯乙烯类的LPA-7310--对UPR浇注体的体积收缩率和力学性能的影响,分析了两种体系的相结构转变及不同的低收缩控制机理,LPA-4016主要是通过在LPA颗粒相周围形成许多均匀分散的空隙来抵消树脂的固化收缩;而LPA-7310则主要是通过自身充分膨胀来抵消树脂的固化收缩.结果表明,LPA-4016对UPR的收缩控制存在一个较合适的加入量范围,且与LPA-7310相比,其可改善UPR的脆性,提高冲击强度,但两者都会降低UPR的拉伸强度.     

基于μc/os-Ⅱ嵌入式数控系统研制

介绍了嵌入式数控系统的结构及其组成.系统硬件平台采用嵌入式微控制器ARM(Advanced RISC Machines)和现场可编程门阵列FPGA(Field Programmable Gate Arrays),软件平台采用μc/os-Ⅱ实时操作系统.给出了该系统的硬件结构.根据数控系统的软件需求,给出了系统的软件结构,系统的模块,任务以及任务的优先级和周期.同时给出了实现系统的一些关键技术.在嵌入式实时操作系统μc/os-Ⅱ上实现了该系统,在数控机床上进行了加工试验、环境适应能力测试以及静电放电抗干扰试验,试验表明系统稳定可靠.     

供应链中的不确定性信息失真及其弱化策略

为提高供应链的稳定性,基于信息论、系统理论以及控制工程理论研究了供应链中的不确定性信息失真问题.首先,给出信息失真的广泛定义并从信息传递和处理的角度分析供应链中存在的不确定性信息失真问题;其次,对一个简单的二级供应链订货子系统建模,研究2种情况——无信息共享的供应链和共享最终顾客需求信息的供应链的系统传递函数和频率响应特性,并分析不同程度的信息失真情况在供应链绩效方面产生的影响;最后,采用信息论和控制工程理论的方法,有效度量了信息共享机制为供应链成员带来的收益.      

复合材料的冲击吸能与动态黏弹特性

考察了玻璃纤维、炭纤维、芳纶和UHMWPE纤维复合材料(分别称为GFRP,CFRP,AFRP和DFRP)层板的低速冲击吸能,并采用高载动态热机械分析仪EPLEXOR500分析了其纤维复丝的动态黏弹性的载荷敏感性.结果表明:冲击吸能明显受纤维性能及层板破坏模式的影响,呈韧性破坏的AFRP和DFRP的冲击吸能明显高于呈脆性破坏的GFRP和CFRP.在动态热机械分析中,静载增大使得储能模量升高但损耗角正切减小,动载增大时正好相反,且在这些影响中有机纤维复丝动态黏弹性较无机纤维复丝表现出更显著的载荷敏感性和非线性.4种层板的吸能大小与其纤维复丝储能模量载荷敏感性的强弱以及损耗角正切大小的顺序相同:DFRP>AFRP>GFRP>CFRP,反映出材料宏观冲击性能与表征其微观结构特征的黏弹性能的相关性.      

飞机跑道荷载响应深度变化规律

针对目前刚性道面未考虑道面结构参数、起落架机型及滑跑速度与响应深度之间关系的现状,借助ANSYS软件建立45m×15m×10m的有限元模型,计算了8种面层厚度、6种面层模量、5种基层厚度、5种基层模量和5种土基模量下B737-800动荷载的响应深度,并类比另4种机型的计算结果,分析了起落架构型对结果的影响;同时形成了B737-800起飞过程中响应深度的动态变化曲线.研究结果表明,响应深度随面层厚度、面层模量、基层厚度与基层模量的增大呈线性减小趋势,随土基模量的增大而增大,两者关系服从二次函数,且土基模量对响应深度最为敏感;同时起落架构型对响应深度也有较大贡献;飞机起飞过程中,响应深度呈先小幅增加而后迅速减小的非线性变化.研究结果为机场道面结构参数的选取和场道维护提供了理论依据和参考.      

基于SIFT,K-Means和LDA的图像检索算法

图像检索一直是信息检索领域的难题。提出了一种基于尺度不变特征变换（SIFT,Scale Invariant Feature Transform）,K-Means和潜在狄利克雷分布（LDA,Latent Dirichlet Allocation）的图像检索算法。算法主要分为两个阶段。预备工作得到分类完成的图库、概率分配参数表和基本词库;实现检索是在预备工作的基础上归类测试图片,然后在该类下搜索最相似图片。对比传统的基于文本或内容的检索方法,该算法在检索之前将图片库中所有图片按其本身特征进行自动分类,取代人工标注图像信息的过程,同时由于整个算法完全基于图像特征,故此方法不会引入人工因素的干扰。实验结果表明,该算法能够较为准确地将要检索的图片归为图片库对应的类别中,有效地提高图像检索效率。     

悬停及前飞状态下旋翼／机身的气动力干扰

为了获得施旋翼／机身的气动力干扰概念，利用ＢＯ－１０５旋翼模型和Ｚ－９机身模型在气动中心８米×６米风洞进行了悬停及前飞实验。结果表明，旋翼与机身之间的气动力干扰，主要是旋翼下洗尾流对机身气动力的影响。悬停时，下洗尾流使机身产生负升力、俯仰力矩和偏航力矩。等拉力系数配平前飞时，由于旋翼下洗尾流的向后偏斜，对机身法向力的干扰百分比比悬停时小，对机身偏航力矩和俯仰力矩仍有影响，并产生了侧向力干扰。机身的存在，悬停时使旋翼最大气动效率提高约１％；前一以时使旋翼总距操纵量平均减小约０．４°，前飞需用功率平均减小约１．３％。     

BO－105旋翼模型第二期8米×6米风洞对比试验

１９９２年７月，在保持桨尖马赫数不变（ＭＴ＝０．６４）的条件下，利用ＢＯ－１０５旋翼动力相似模型（１：２．４５），在气动中心低速所８米×６米风洞进行了第二期悬停和前飞对比试验。本期试验结果与１９９０年的第一期试验结果以及国外的有关结果有较好的一致性。悬停时，旋翼功率～拉力特性、旋翼口质因素、桨叶稳态挥舞力矩、桨毂力矩特性等皆与１９９０年试验结果和国外试验结果吻合较好。等拉力系数配平前飞时，旋翼各操纵角～前进比曲线和前飞需用功率～前进比曲线与德国宇航院（ＤＬＲ）的试验结果比较一致。但桨叶信号与１９９０年的结果尚有一定差别。