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971.
随着深空探测器技术的不断发展,深空探测器设计逐渐转向模块化和标准化。串联结构是模块化深空探测器常见并较为合理的结构形式,而如何将运载对探测器整体模态频率的指标要求合理转化为对探测器各个模块结构的设计要求是当前工作中的一项挑战。根据子结构综合模态法并基于固定边界法和悬臂梁理论,提出了探测器子结构模块动力学模态指标的分配方法。采用3种子结构模块极限处理方法,用全解析方式推导了子结构模块的基频表达式,并分析了子结构模块的动力学特性与探测器整体结构动力学特性之间的关系。提出的子结构模块的动力学指标分解方法操作简单,精度较高,可为串联式模块化深空探测器的设计提供关键性的指导。 相似文献
972.
提出一种抽象解释和有界模型验证的数值型运行时错误分析方法.利用抽象解释方法分析程序数值变量范围,获得每个程序点达到不动点的变量初步值范围信息.根据待分析的运行时错误类型,在相关需要检测的程序点处将数值变量取值信息转化为断言或假设形式插入程序中,将带有断言和假设的程序转化为布尔公式,验证其可满足性,进而验证断言的正确性.实验证明,该方法与现有方法相比,在精度和效率两方面都有良好的表现. 相似文献
973.
垂直返回重复使用运载火箭技术分析 总被引:3,自引:0,他引:3
结合SpaceX公司近期进行的多次猎鹰火箭一子级垂直着陆返回技术试验,对比分析垂直返回重复使用运载火箭两种返回方式的工程应用价值。首先,建立运载火箭一子级动力返回段弹道设计动力学模型。随后,提出基于H-V飞行剖面分段返回弹道设计方法。然后针对“返回原场”(RTLS)和“不返回原场”(NRTLS)两种垂直返回方式,构建综合考虑上升段与返回段的推进剂耦合作用的一体化弹道优化设计策略。最后,通过数值仿真,对比分析了两种返回方式下的火箭运载能力。结果表明,采用“不返回原场”方式的运载能力损失仅占“返回原场”方式的一半,具有较好的工程应用价值。 相似文献
974.
975.
976.
977.
仿形涡流检测技术因其耦合性好可有效抑制检测过程晃动而特别适合对大曲率叶片前缘快速检测。针对涡轮叶片前缘仿形涡流检测建立前缘及仿形线圈有限元模型,运用有限元方法分析叶片前缘凹坑、长裂纹、边沿凹坑3种典型缺陷在内外两种激励、不同内径线圈、不同频率等模式下的检测信号特征。仿真结果表明:大曲率前缘实施仿形涡流检测,检测区域可有效覆盖整个前缘区域,检测频率越高,检测灵敏度越高。双线圈检测模式下,外激励内接收比内激励外接收灵敏高,当内检测线圈尺寸大于缺陷的尺度时,内接收线圈内径越小,其相对灵敏度越高。结合仿真结论,制作前缘缺陷试块,采用锁相放大及图形化编程技术,设计前缘仿形涡流检测系统,试验结果表明,仿形线圈可有效检出前缘典型缺陷,检测幅值相位输出结果与仿真结论相似。研究成果可用于指导大曲率叶片前缘的工程实践检测。 相似文献
978.
复杂空战背景下针对人工干扰的博弈是红外空空导弹精确探测制导技术发展面临的瓶颈和核心技术。针对人工干扰对空中红外目标产生的遮蔽、黏连、相似等干扰现象,以及目标机动和相对运动造成的形状、尺度、辐射特性剧烈变化等实际问题,提出一种基于信息特征提取的深度卷积神经网络DNET空中红外图像目标抗干扰识别算法。首先,DNET网络对大尺度特征图像采用密集连接模块,在前部通道保存每一层的网络输出,在网络末端引入特征注意力机制,获得每个特征通道的信息特征识别权重。然后,加入多尺度密集连接模块,并与多尺度特征融合检测结合,提高对大尺度变化情况下的目标特征提取能力。实验结果表明,在伴随红外诱饵干扰的实时检测条件下,红外目标由点目标变化为成像目标,直至充满视场的整个过程中,本文抗干扰识别算法的识别精确度、召回率及识别速度分别达到99.36%、96.95%、132 fps,具备识别精确度和召回率高、识别速度快等优点,并具有良好的鲁棒性。 相似文献
979.
权威真相源不仅是基于模型的系统工程实施的核心要素,也是"数字工程战略"的关键环节。对权威真相源构建技术进行了研究,包括对权威真相源进行了定义和分析,设计了权威真相源的构建目标和原则,构建了权威真相源的架构和业务流程,并对构建权威真相源的支持技术进行了研究。梳理了民用飞机预研论证的业务流程、专业模型和基础模型,最后通过民用飞机预研论证验证机的案例研究,证实了权威真相源构建技术的可行性。民用飞机预研论证权威真相源能够有效提升系统工程的组织性,提升协同设计效率,同时能够提高模型和系统设计的重用性,减少系统工程实施的复杂度,缩小开发成本。 相似文献
980.
Starship新型舵面形式气动特性数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
作为新型垂直起降的载人航天器,Starship采用了新型舵面控制方式,其通过前后两组可沿轴线方向偏转的翼面来实现对机体的控制。通过CFD数值模拟手段对该种舵面形式的气动特性进行了系统研究,得到了该种舵面偏转方式对飞行器升阻力和三轴力矩的影响,并分析了其内在机理。在小攻角下,Starship后翼为操纵面,其偏转对控制力系数的影响较为显著,偏转角度与控制力系数基本成线性关系;前翼偏转则对阻力系数的影响较为显著,偏转角度与阻力系数基本线性相关。后翼偏转角与俯仰力矩系数和滚转力矩系数的线性相关性较好,对偏航力矩系数也有耦合影响。前翼的偏转对偏航力矩系数的影响显著,同时与滚转力矩系数和俯仰力矩系数的耦合较小。在大攻角下,尤其是在着陆阶段攻角大于90°的情况下,传统的襟副翼控制方式失效概率高,而新型舵面控制形式前翼和后翼偏转与三轴力矩系数的相关性仍非常强。其对于俯仰通道、滚转通道和偏航通道均能保持良好的操纵特性。 相似文献