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91.
为研究装直升机后的涡轴发动机的地面起动性能,开展了不同环境温度、冷/热态条件下的发动机地面起动试验,分析了温度对起动时间和排气温度峰值的影响。结果表明,随着环境温度的增加,冷态起动时间先降后增,热态起动时间、冷/热态起动排气温度峰值均呈线性增加。环境温度0℃以下时,随温度的降低冷/热态起动性能差异逐渐增大,滑油导致的转子阻力矩升高是低温冷态起动时间长的主要原因。利用试验结果,建立了冷/热态起动时间、排气温度峰值随环境温度变化的模型,并应用于实际飞行时的起动监控。 相似文献
92.
一种基于遗传算法的动力学系统辨识方法 总被引:3,自引:0,他引:3
把遗传算法与最大似然法相结合,形成了一种基于遗传算法的动力学系统辨识方法,并以某轴对称战术导弹的非线性气动力参数仿真辨识为例,利用仿真技术,检验了该方法的实用性和有效性。结果表明,该方法是十分有效的。 相似文献
93.
极大似然法测定p—S—N曲线的置信度 总被引:4,自引:2,他引:4
对极大似然法测定的P-S-N赋予置信度,提出了极大似然法珠P-S-N曲线的置信限曲线公式,通过该公式确定的P-S-N能使估算的疲劳寿命具有置信度一给出了单点法测定出构件P-S-N的数据自理。 相似文献
94.
由于采用最大似然算法进行了扭动参数辨识通常存在着局极值问题,为了寻求非线性全局最优解,提高估计精度,介绍了以混沌优化算法作为搜索工具。与最大似然处算法相结合,求解非凸优化问题全局最优解的方法,算例表明,该方法是有效可行的,并且估计精度也较高。 相似文献
95.
本文给出带有分离流动的多段冀型的优化计算方法。以最大升力系数为目标函数,对前缘缝翼或襟翼的位置和偏角进行优化。文中对带有后缘富勒式襟翼的NLR 7301翼型和GA(W)-1翼型进行最大升力计算和优化计算,所得结果和实验值相比符合得较好。 相似文献
96.
大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证 总被引:3,自引:2,他引:1
针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标. 相似文献
97.
本文得到了液体弹道式导弹最大射程t的精确解及算法,改进了原有的评定方法,并利用极大似然法及自动法给出了一般模型下的最大射程的评定方法,并给出了计算实例。 相似文献
98.
99.
针对以概率统计为基础信道估计收敛速度慢、状态估计存在非合理性的问题进行研究,提出了一种新的多用户检测方法.该算法以隐马尔可夫模型为基础,为了避免由于相邻状态序列后向概率相差很大而造成的信道估计发散,采用固定延迟的方法,利用锯齿延时的办法计算后向序列概率以减少计算复杂度.根据前后序列之间的相关性和最陡下降法,提出了解相关最小均方(DLMS)多用户上行复合信道的盲估计. 考虑到由于发射序列状态之间可能存在时序非继承性,而搜索与前向序列对应的具有最大转移概率的后续序列,给出了最大后验(MAP)多用户检测方法.计算机仿真实验表明,该算法提高了信道响应估计速度,具有全局收敛性和系统的稳定性. 相似文献
100.