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1.
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3.
本文针对载人航天飞行试验飞控计划自动生成中存在的冲突问题,提出通过建立对基于专家系统的飞控计划中事件执行主体设置不同优先级的冲突消解策略,以及该冲突消解策略的形式化生成、表示、执行,最终成功解决载人航天飞控计划的冲突问题。在载人航天系统的模拟试验中,证明该方法能高效动态生成飞控计划。 相似文献
4.
针对卫星在空间站中进行绕飞检测时的姿态控制问题,考虑卫星的姿态轴需要躲避禁飞区域并指向期望位置,提出了一种基于拉盖尔函数的模型预测控制方法,实现了对卫星姿态轴的控制。在模型预测控制方法的基础上,通过拉盖尔函数,将优化多个控制输入转换为优化少数的拉盖尔系数,建立了拉盖尔模型预测的控制策略,改善了传统的模型预测控制方法计算效率差的问题,减少了优化时间。采用卫星在空间站中绕飞的模型进行数值仿真验证,结果表明该方法能够使卫星的姿态轴躲避禁飞区并到达指定位置。与传统方法相比,这种基于拉盖尔函数的模型预测控制策略能够提高优化效率,减少计算时间。 相似文献
5.
针对高超声速滑翔飞行器(Hypersonic glide vehicle, HGV)机动性强、轨迹预测困难的问题,选取气动加速度作为预测参数,提出了一种基于集合经验模态分解和注意力长短时记忆网络的HGV轨迹智能预测方法。首先,以HGV六自由度运动方程为基础,分析了其机动特性和气动力变化规律,建立了动力学跟踪模型,对气动加速度进行实时估计;其次,利用集合经验模态分解对估计的气动加速度进行分解和重构,减弱噪声影响,避免对预测模型的干扰;最后,利用去噪后的气动加速度数据对注意力长短时记忆网络进行训练,进而预测未来气动加速度数据并重构HGV未来轨迹,实现轨迹的在线预测。实验仿真表明,该方法能有效预测HGV机动轨迹,预测精度高、稳定性好。 相似文献
6.
7.
民用运输类飞机最大可用速率抬前轮试飞技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
最大可用速率抬前轮试飞是验证抬前轮速度与起飞安全速度的重要依据,也是难度较大、风险较高的试验项目。以起飞动力学分析为基点,得出最大可用速率抬前轮试飞可能达到的最大迎角,并结合相应的适航审定条款,分析了影响该科目试飞的主要因素,给出了最大可用速率抬前轮试飞技术分析和数据处理方法。 相似文献
8.
先进战斗机气动弹性设计综述 总被引:3,自引:2,他引:3
中国新一代战斗机的研发引领了飞机设计领域各项技术的创新和发展。针对研制总要求和任务特殊性,中国航空工业成都飞机设计研究所气动弹性专业建立了精益气动弹性设计与验证技术体系。基于多学科优化设计流程,开展了旨在提高飞机气动弹性品质的关键技术攻关、气弹优化设计和分析工作。完成了考虑含全动翼面结构非线性的全机动力学特性地面试验、亚跨超声速颤振模型风洞试验和气动弹性飞行试验验证。在较短的研发周期内,成功实现气动弹性设计目标,为新一代战斗机的成功研制提供了技术保障。描述了该飞机气动弹性设计历程、主要技术工作以及在此基础上取得的技术进步、能力提升以及具有研究所特色的气动弹性设计知识工程建设。 相似文献
9.
数字电路板故障诊断方法 总被引:3,自引:1,他引:2
介绍了数字电路故障诊断向量测试法中功能测试和在线测试的具体方法。结合现代武器系统数字电路板的检测和诊断需要,分别阐述了数字组合和时序电路板、数模混合电路板及微处理器电路板的故障诊断策略及步骤。举例说明了故障诊断方法在数字电路板自动测试系统中的应用。 相似文献
10.
针对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室内的燃烧细节,采用数值方法研究了喷注初期不同喷注位置及当量比下超燃燃烧室氢燃料自点火火焰形成与传播过程,结合OH、HO2自由基与温度分布分析了点火燃烧过程的火焰精细流场结构。结果表明:凹腔下游喷孔距凹腔后缘较近时,若喷注压力超过2 MPa,会发生下游火焰通过回流区卷入凹腔的现象;凹腔内喷注会在凹腔剪切层前沿形成稳定反应面,造成反应区分离;喷注压力相同时,上游布置喷孔燃烧室出口氧耗率更高,总压恢复系数降低,而在喷注位置相同时,随喷注压力的升高,燃烧室出口氧耗率提高,总压恢复系数降低;喷注当量比不同会影响火焰的稳定位置与结构,在当量比较低时氢气燃烧主要发生在凹腔、剪切层及燃烧室下游,在当量比较高时则发生在燃烧室下游。 相似文献