计及随机噪声的频域多输入多输出模态参数识别

提出了一种计及随机噪声的多输入多输出频域模态参数识别方法。该方法基于连续时间域的频率响应函数有理分式模型,利用Forsythe正交多项式改善求解性态,属频域的极大似然类估计方法。在最小二乘估计的基础上,利用"先验"的随机噪声信息进行优化迭代的极大似然估计,得到更优的模态参数识别结果。根据Cramer Rao下界不等式,在几乎不增加计算量的情况下获得所识别结果的不确定性信息,提高了模态参数识别的可靠性。采用GARTEUR飞机模型作为仿真算例,对本算法进行了仿真验证。     

纳米隔热材料导热机理与特性研究

以SiO2气凝胶为研究对象,对其气相和固相导热机理进行了研究,进而为SiO2气凝胶材料传热设计提供理论指导.建立了SiO2气凝胶固相结构单元导热模型,在考虑对声子平均自由程的各种限制条件基础上,运用动力学理论分析了影响SiO2气凝胶固相结构单元热导率的影响因素.根据SiO2气凝胶微观结构特点,建立了几种纳米孔隙模型,计算了各种条件下SiO2气凝胶的当量热导率,研究了SiO2气凝胶各物性参数对其当量热导率的影响,并对比了几种纳米孔隙模型下SiO2气凝胶的当量热导率,并与实验值做了比较.     

MIS系统数据库设计基础

第１０章实体－联系模型的框架引言虽然一个实体－联系类型图描述了一个概念模型的许多重要特征,但它没有说明与实体和联系类型相联系的属性特征。这个附加的信息能够方便地用一组完全规范化的表类型的形式来表示。在原理上,我们能够对每一个实体和联系类型定义一个表类...     

某制导雷达抗反辐射导弹系统及其数字仿真

在现代战争条件下,制导雷达抗反辐射导弹问题是关系到其自身生存能力和威力发挥的重大研究课题。介绍一种用于某型制导雷达的抗反辐射导弹系统,以及该系统的仿真模型,并给出数字仿真的结论。     

气体注入压力激励法测量卫星液体推进剂剩余量的热力学模型

通过对气体注入压力激励法测量卫星液体推进剂剩余量系统的详细热力学过程分析,建立了能满足实际测量需求的等温和绝热两种热力学模型,对具体测量模型的选用及相关问题进行了分析。     

GTD散射模型参数解耦估计技术

在步进频率雷达体制下,利用最大似然方法估计GTD模型参数存在着几个问题,对此文章提出了一种新的GTD模型参数解耦估计方法。此算法将模型中的距离参数、幅度参数和几何类型参数分三步独立求解,然后再用最大似然方法对估计结果做进一步修正。最后通过仿真实验验证了该方法的有效性。     

基于扩展Kalman滤波器的GPS/DR组合车辆定位系统

介绍了在GPS车辆定位系统中针对车辆运动的机动性和定位系统的非线性的问题采用的扩展Kalman滤波原理,采用机动目标的“当前”统计模型建立了扩展Kalman滤波的系统状态方程和观测方程,详细推导了定位算法,并利用Matlab进行仿真实验。仿真结果表明,该方法在实际应用中是可行的,并具有定位精度高、算法稳定等优点。     

中国农村居民信息消费的差异分析

文章以1993 ～ 2009年中国统计年鉴为基础,运用ELES模型,对我国农村居民信息消费的结构差异进行了深入研究.发现整体来看,信息消费对收入的敏感性较高,并呈现奢侈品的特性;不同组间的边际消费倾向和需求收入弹性存在一定的差异,其中高收入组对信息消费接受度最高、反应最为敏感;低收入组的接受度最低,消费结构最不完善,不同收入农民群体的信息消费存在较大差异.     

融合热特征的机场航站楼热成像显著人体检测模型（英文）

弱光背景下的目标检测是航站楼夜间巡检机器人的主要任务之一。然而,那些能够在计算资源有限的机器人平台运行的算法往往难以确保航站楼中人体目标的检测精度。为此,本文提出了一种融合热特征的显著人体检测模型。该模型仍然以U-Net神经网络作为基本架构,但是在解码器模块结构和模型轻量化方面重新进行了设计。一方面,在模型的解码器部分增加了由热特征分支和显著特征分支构成的融合模块,进而设计对图像高温区域更为敏感的预测损失函数,以提升算法在复杂场景下的检测精度;另一方面,通过精简编码器网络结构和控制解码器通道数的方式对模型进行了轻量化改进,以降低算法对计算资源的需求。4个数据集上的实验结果表明,本文方法既能确保较高的检测精度和很好的算法鲁棒性,又能以40 f/s以上的检测速度满足巡检机器人实时检测的需要。     

除冰气囊以及简化模型对气动特性影响研究

除冰气囊作为涡桨类飞机常用的除冰系统,评估其对全机气动特性的影响对飞行性能与安全有重要意义。基于某飞机上安装的气囊除冰系统,采用CFD 方法模拟其工作时的全机气动特性,研究气囊简化模型对计算结果的影响。结果表明：随气囊膨胀高度增加,对全机气动特性影响显著,失速迎角提前约10°,最大升力系数损失近60%,最大升阻比降低约2.9;受膨胀气囊外形影响,机翼前缘呈展向流动特征,后缘流动分离区域长度与除冰气囊的安装长度相当;机翼前缘压力分布受膨胀气囊外形的影响出现震荡,从而影响整个翼面的压力分布;随简化气囊膨胀高度增加,失速迎角最大提前约1°,最大升力系数损失约21%,最大升阻比降低约2.2。