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111.
在国内首次利用成熟的低成本火箭弹平台,开展超声速(马赫数>3)飞行试验的嵌入式大气数据传感系统技术研究。针对嵌入式大气数据传感系统的求解算法,测量系统和误差影响等关键技术问题,建立基于神经网络技术的求解算法和设计飞行试验方案,并完成飞行试验和数据分析研究。研究结果表明基于神经网络技术的求解算法具有较好的鲁棒性和较高的求解精度。测量结果与雷达测量结果基本吻合,验证了算法设计;测量结果相对于雷达测量结果,静压平均相对误差约为5.2%,最大相对误差18.8%;马赫数平均相对误差4.2%,最大相对误差14.9%。攻角和侧滑角的测量结果与理论弹道结果变化趋势接近。研究结果可为相关飞行试验技术研究提供参考。 相似文献
112.
113.
114.
基于方向匹配的装配路径规划算法 总被引:2,自引:0,他引:2
描述了装配规划中的最短无碰装配路径的自动生成问题。首先由零件在装配体中的几何约束生成局部拆卸方向,在考虑局部拆卸方向的前提下,运用位姿空间方法推导当前装配零件在固定姿态下由装配起点到装配最终位置的最短无碰路径。文中用具有位置分量和方向分量的特征元素描述物体,用方向分量相互匹配的特征元素对,即所谓方向匹配法计算三维离散物体的C-空间障碍。搜索空间用具有动态密度的栅格表达,以改进的具有目标可见性测试和变步长的A算法搜索最短无碰装配路径。该算法可处理复杂结构的装配体,且具有较高的计算效率 相似文献
115.
116.
117.
118.
119.
基于神经网络响应面的机翼气动稳健性优化设计 总被引:2,自引:1,他引:2
针对不确定性因素引起飞机性能波动的现象,探讨了机翼气动优化设计过程的稳健性问题;建立了面向速度和扭转角两个不确定性因素的气动性能稳健性约束模型;在利用MATLAB构造基于均匀设计法的BP(Back Propagation)神经网络响应面基础上,应用遗传算法对机翼分别进行考虑稳健性约束和不考虑稳健性约束的气动优化设计,得到两种不同的优化方案。计算结果表明:两种优化方案的最大升阻比都比初始方案的大;在巡航马赫数下,与不考虑稳健性约束的优化方案相比,考虑稳健性约束的优化方案的最大升阻比小0.027 9,但在马赫数、扭转角对应范围内其最大升阻比的变化量分别小0.034 0和0.001 6,其他气动性能参数也更加稳定,波动更小,气动性能具有更好的稳健性,从而证明本文方法进行机翼气动稳健性优化设计是可行、有效的。 相似文献
120.
本文用微分方程的相似理论把非定常轨线方程变换成自洽系统,考察变换后临界点邻域在非定常流场中的映象,进而对非定常流中“瞬时临界点”溉念的可用性及其限度作了讨论。 相似文献