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621.
冲压发动机试车台空气燃烧加热器流量参数计算   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
给出了空气燃烧加热器热力计算方程,计算得到了燃烧加热所需燃料流量以及补氧量随模拟飞行马赫数变化曲线,分析了加热器压力对加热所需燃料流量以及补氧量的影响。计算分析结果可为冲压发动机试车台空气燃烧加热器设计提供参考。  相似文献   
622.
基于K线理论的股票灰色预测方法研究   总被引:9,自引:0,他引:9  
文章将GM(1,1)模型用于股票预测,提出了基于K线理论的股票灰色预测方法,并通过预测实例说明了其有效性.  相似文献   
623.
虚拟现实技术在飞行器级间分离仿真中的应用   总被引:2,自引:0,他引:2  
宋军  陈万春  肖业伦 《飞行力学》2004,22(1):60-63,67
主要讨论应用虚拟现实技术进行飞行器级间分离仿真分析的方法。给出了飞行器级间分离仿真时用于控制飞行器模型运动的虚拟世界结构,并且据此建立了一个包括飞行器模型和场景模型的虚拟世界。基于Matlab和Simulink,还给出了将虚拟世界与其它的计算程序结合起来的方法,实现计算、仿真、显示一体化。基于此框架,通过流体力学、飞行力学计算以及级间相对姿态和位置的计算和分析.研究讨论了飞行器级间分离碰撞干扰问题,为级间分离方案和分离机构设计提供了依据。  相似文献   
624.
空地对抗马尔可夫链随机服务模型   总被引:1,自引:1,他引:1  
将空地对抗动态作战过程视为一个随机排队服务系统.利用马尔可夫链随机服务理论分析了空地对抗动态作战过程,在基本假设的前提下给出了该随机服务系统在各种条件下的系统状态传递率图,最后根据统计平衡原则建立了空地对抗随机服务模型,比较真实地反映了实际作战过程。  相似文献   
625.
基于多Agent卫星遥测数据实时监测与诊断技术   总被引:2,自引:0,他引:2  
龙兵  姜兴渭  宋政吉 《航空学报》2005,26(6):726-732
为了提高根据遥测数据进行卫星故障诊断的速度与精度,提出了集成多信号模型诊断Agent、模糊诊断Agent以及专家系统诊断Agent等多Agent监测与诊断系统。多信号模型诊断Agent,采用模糊阈值进行监测,并引入可信度因子对Deb原实时诊断推理方法做了改进,解决了Deb方法可能因虚警而导致的诊断结果冲突的问题。模糊诊断Agent采用Mamdani算法,能给出部件故障的可能性。专家系统诊断Agent采用基于规则的产生式系统,同时采用加权不确定推理解决了规则的不确定性问题。研究了3种诊断Agent的协作方式,采用D-S证据理论对各Agent的诊断结果进行决策融合,给出故障元件的置信区间。通过某卫星仿真遥测数据验证,该集成诊断系统充分利用了各种诊断方法的优点,诊断精度高且速度快(一般诊断时间小于0.3秒,PIII800/256M计算机),适用于卫星地面站对卫星遥测数据进行自动实时在线监测与诊断推理。  相似文献   
626.
基于证据理论的模糊信息融合及其在目标识别中的应用   总被引:37,自引:0,他引:37  
邓勇  朱振福  钟山 《航空学报》2005,26(6):754-758
信息融合系统中的不确定性信息常常表现为模糊性和随机性信息。提出了一种在证据理论框架下实现模糊信息融合的方法。该方法首先基于随机集理论刻画模糊信息的隶属函数,获得了模糊观测下具有概然特性的似然函数,该似然函数表示在收集的模糊信息下确定为某一目标的可能性,在数值上表示了传感器信息对某一命题支持的程度,利用似然函数确定传感器输出的基本概率指派,最后利用Dempster-Shafer组合规则实现多传感器信息融合。  相似文献   
627.
针对在多级涡轮流道中沿流动方向燃气温度变化较大这一特点,为了准确反映出温度变化对气动热力计算结果的影响,提出了一种考虑变比热影响的S2流面的气动热力计算方法。该方法摒弃了传统的定比热气动热力计算公式和由温度、密度确定压力的求解顺序,而是根据导出的变比热计算压力的关系式求解压力,然后用温度和压力计算密度。计算结果显示出本文的算法较传统的未能充分考虑变比热影响的气动热力计算方法可以改善多级涡轮联算时的计算准确度。  相似文献   
628.
电动气阀动态特性及反力因素的影响   总被引:1,自引:1,他引:1       下载免费PDF全文
建立了电动气阀吸动过程的数学模型并进行了动态特性的数值计算,详细分析了反力因素对电动气阀动态特性的影响。计算结果表明:该阀的衔铁在被触动后能很快地吸到最小气隙处;适当地减小压缩气的入口压力和弹簧预紧力有利于提高电动气阀的响应能力,有利于延长电动气阀的使用寿命。  相似文献   
629.
本文给出了用面元法计算亚、超音速流中全机侧滑气动特性的方法。将飞机外形表面分成大量的面元。机身表面上的每个面元含有一个常值源分布,机翼和尾翼弦平面上的每个面元含有一个常值涡分布和一个线性变化的源分布。涡分布和源分布的强度用在控制点处满足法向元穿透速度的边界条件确定。因为不需要侧缘平行于自由流方向,所以对同样的飞机在考虑的所有侧滑角下仅需要一级面元。假设尾涡不偏转,在尾涡面上布置附加的常值涡分布,以  相似文献   
630.
飞行器控制系统的高精度计算方法   总被引:3,自引:0,他引:3  
邓子辰 《飞行力学》1997,15(2):47-51
对于连续时间线性二次最优控制问题,在动力学方程和价值泛函的基础上,给出其全状态下的微分方程,进而将精细时程积分法引入上述问题,其优点为,放弃了传统的差分算法,使计算过程既简便又稳定;避免了Riccati代数方程的求解;具有非常高的计算精度。通过对某飞行器控制系统的计算,充分说明了上述特色。  相似文献   
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