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391.
392.
实测爆炸分离冲击数据的分析和处理 总被引:2,自引:0,他引:2
由于爆炸分离冲击环境的频带宽(可到100 kHz)、加速度大(可到300 000gn),常常导致测量数据失真。对实测的爆炸分离冲击数据应分析、确认、修正后才能使用。分析了放大器的压摆率对信号频率的限制,讨论了某实测爆炸分离冲击信号零漂产生的原因,应用小波分析的方法对失真的冲击波形进行了分解和重构,提取了真实的爆炸分离冲击信号。 相似文献
393.
394.
基于MSC.PATRAN/NASTRAN的结构优化程序系统 总被引:6,自引:0,他引:6
自行开发结构优化软件存在着人机界面和结构分析功能不足等弱点。在有限元软件MSC.PATRAN/NASTRAN平台上,用PATRAN的二次开发工具PCL建立了结构优化系统,此系统由NASTRAN作结构分析和敏度分析,采用自主开发的基于二级多点逼近算法的程序模块进行寻优计算,并且特别增加针对空间飞行器结构优化的特殊功能和相应前后置界面,使PATRAN/NASTRAN具有的结构优化功能得以扩展。典型算例和实际工程的应用结果表明,本程序系统计算准确快捷,使用方便,适用于航天器的结构优化。 相似文献
395.
工程实际中通常采用于药柱表面裂纹处铲槽的方法来释放裂纹尖端的应力应变集中,以确保药柱含裂纹的固体发动机能正常点火发射.为确定铲槽的深度和宽度,基于线粘弹性三维有限元,首先确定发动机药柱点火发射时的危险部位;其次,在危险部位设置深度不同的裂纹,在裂纹尖端构建三维奇异裂纹元,模拟裂纹扩展,分别计算随着裂纹扩展所对应裂纹深度的各类应力强度因子,由此判断裂纹的稳定性,以确定是否需要对裂纹进行铲槽处理;最后,确定在危险裂纹处需要铲槽的深度与宽度.通过对某翼锥-圆柱组合型药柱在点火发射时的数值分析,提出了药柱危险部位裂纹的处理方法,量化了药柱表面裂纹的处理.该方法可为修复药柱表面含缺陷的发动机提供参考. 相似文献
396.
自旋弹道导弹动力学与控制 总被引:7,自引:0,他引:7
弹道导弹主动段自旋飞行是一种新的构想,旨在对抗激光武器拦截,实现主动段突防.导弹自旋飞行引起的运动耦合、控制耦合及其它效应可能导致弹体失稳,实现较强耦合作用下弹道导弹自旋飞行姿态稳定控制是亟待解决的问题.文中建立了自旋弹道导弹的动力学和控制频域模型,分析了几种主要耦合作用对系统的影响,将系统开环传递矩阵分解为动力学耦合和控制耦合两部分,结合古典和现代频域方法进行了姿态控制系统设计研究,采用根轨迹方法分析了运动耦合对自旋弹道导弹性能的影响,用动态预补偿技术实现姿态解耦控制.仿真结果表明,方法有效改善了低滚速较强耦合条件下自旋弹道导弹姿态控制性能. 相似文献
397.
基于引力球结构支持向量机多类算法的涡轮泵故障诊断 总被引:2,自引:1,他引:2
在涡轮泵故障诊断中,多类故障诊断是经常出现的问题。为提高多类故障诊断速度,在球结构支持向量机的基础上,提出一种引力球结构的支持向量机多类算法,该算法充分考虑样本分布疏松程度,经过试验优化分析得到最佳分类引力公式。用该算法和其他常用算法对涡轮泵仿真故障进行分类比较,结果表明基于引力球结构的支持向量机故障诊断算法学习速度快,诊断效果好。 相似文献
398.
399.
为研究跨超声速阶段来流马赫数、来流攻角及配平翼展开角的变化对进入器壁面脉动压力环境的影响规律,本文采用脱体涡方法对火星进入器模型开展非定常数值模拟,获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明:在跨超声速阶段,进入器壁面脉动压力环境随马赫数的增加而趋于减缓。配平翼迎风面分离区受脱体激波影响明显,当来流马赫数较小时,可压缩效应较弱,分离区涡流运动剧烈,诱导的脉动压力环境较强;随着来流马赫数的增加,脱体激波对分离区抑制作用增强,分离区运动受到限制,诱导的脉动压力环境趋于平缓。此外,随着来流攻角增加,配平翼迎风面上再附点的位置向翼根方向转移,从而使翼根处的脉动压力环境趋于恶劣。当配平翼展开180°时,分离区再附点位置基本固定,配平翼迎风面脉动压力环境得到一定程度的减缓。功率谱分析表明,在配平翼迎风面上诱导的脉动压力能量主要集中在中低频区域。 相似文献
400.
本文介绍了脑机交互技术的基本概念和研究现状,在对脑电波信号进行研究的基础上,使用ThinkGear脑电模块提取脑电信号,并选取注意力和平静度两个信号进行训练,实现对外部设备的控制。 相似文献