解决多重命中易损性评价的一种改进的马尔可夫链法

本文提出了一种解决多重命中易损性评价的改进的马尔可夫链法,用动态转换矩阵替代静态的转换矩阵,给出了求解动态转换矩阵的解法,并用该方法进行了实例计算。使用本文提出的改进的马尔可夫链法可使计算结果更符合实际。     

复杂可修系统可信度建模中任务维修度计算的统计推断方法

在设定每一部件的致命性故障率为常数并在确定出各部件任务修复时间置信上限的基础上,通过对可能发生的多次致命性故障事件的概率状态描述,得到了部件故障率与系统可信度的定量关系,进而依据这一可信度的建模原理归纳出不考虑任务修复时间的具体分布类型时复杂可修串联系统可信度的计算方法,同时也给出了任务维修度的统计推断表达式;最后,以典型的 ４ 部件串联可修系统为例,探讨了致命性故障次数、允许任务修复时间、部件任务修复时间的不同置信上限等的变化对系统可信度的影响,并论证了系统可靠性、维修性和保障性与可信度的关系。     

甚高频空地数据链信道访问模型及性能分析

在建立甚高频空地数据链信道访问状态模型的基础上,利用连续时间的马尔可夫链模型和ＣＳＭＡ矩阵分析方法,分析了空地数据包试图发送率、信道传输检测时间对数据链性能的影响,对不同用户访问规律、不同的数据包发送用户数下的信道吞吐量和报文数据延时等性能指标进行数值模拟,结果表明,用户数目、重传率及信道检测时间对数据链性能有显著影响。     

基于预警卫星系统的临近空间飞行器跟踪

系统地研究了如何对临近空间飞行器进行有效实时跟踪的问题,并提出了一种基于约束总体最小二乘与自适应交互式多模型（CTLS-AIMM）滤波相结合的实时跟踪滤波算法。首先考虑到临近空间飞行器的特点,选择使用红外预警卫星系统探测目标飞行器,并使用约束总体最小二乘算法（CTLS）对目标进行粗定位;然后在粗定位信息基础上,使用自适应交互式多模型滤波算法（AIMM）对目标飞行器进行实时跟踪。在AIMM中,根据临近空间飞行器机动特性,合理选择目标模型集,并使用迭代最小二乘算法对模型参数进行自适应调整。通过仿真,验证了该跟踪滤波算法的可行性。     

大展弦比复合材料机翼气动剪裁和减重优化设计

针对大展弦比复合材料机翼各部位的受力和气动特点,将机翼进行分块。在满足结构强度和稳定性等约束条件的前提下,将机翼各块的铺层厚度和铺层顺序作为设计变量,机翼的质量和颤振速度作为目标函数,进行多目标、多约束条件下的优化设计。经过优化后,机翼质量下降21.62%,颤振速度提高12.97%,且满足所有约束条件。这表明,铺层厚度和铺层顺序对机翼的质量和颤振速度有较大的影响,整体设计时,应重点考虑。     

多点集中力下高超进气道弹性变几何研究

针对二元高超声速进气道需在宽马赫数Ma为4.5～6.0的范围内工作的要求,探索了一种在多点集中力作用下进气道曲面压缩面弹性可调的变几何方案.通过数值计算,首先对集中力数目的选取进行了研究,发现3个集中力对型面变形更为有效;然后对在3个集中力作用下产生变形的进气道进行了流固耦合分析,结果表明变形型面的静压分布与理想型面的静压分布基本吻合;对其性能进行分析,结果表明:Ma为6.0设计的进气道,变形后在Ma为4.5,5.0流量系数分别达到0.98和1.00,且出口总压恢复系数与未变形的进气道相比基本保持不变.由此说明,多点集中力下弹性可调的变几何方案是可行的,并有助于提高非设计点下进气道的性能.      

多渐消因子Kalman滤波器在SINS初始对准中的应用(英文)

针对系统模型和统计信息不能精确已知的条件下Kalman滤波无法给出最优解这一问题,单一渐消因子Kalman滤波算法对于简单的系统是有效的,但是对于复杂的多变量系统,仅仅利用单个的渐消因子是不够的。本文提出了一种多渐消因子滤波算法,通过利用开窗法计算新息序列协方差的无偏估计获得渐消因子矩阵。利用渐消因子矩阵调节一步预测均方误差矩阵k|k1P,对不同的滤波通道提供不同的渐消速率。将该方法应用于SINS的初始对准中,仿真和试验结果表明:当真实系统噪声统计特性同设定参数不一致时,对准精度明显高于其他滤波算法。其对不确定性噪声具有较低的敏感度,对系统参数具有较好的滤波效果。因而,在实际应用中具有重要的参考价值。     

基于格子Boltzmann方法的方通道湍流的大涡模拟

基于格子Boltzmann方程的大涡模拟方法,对以摩擦速度、方通道水利直径为特征尺度,雷诺数为300的直方通道内湍流流动进行数值计算.利用多松弛时间格子Boltzmann方法来模拟流场的流动,切应力改善亚格子应力模型来模化滤波后的非封闭项.将模化后的亚格子应力与格子Boltzmann方法中的松弛时间相关联,使得松弛时间当地化,从而能够准确地模拟湍流.对湍流的平均流向速度、平均二次流速度以表征湍流强度的均方根速度以及不同截面流向瞬时涡做了计算和评估.计算结果与直接数值模拟、实验数据相吻合,证明了格子Boltzmann方法在计算通道湍流中的精度.      

螺旋桨滑流与机翼之间气动干扰影响研究

基于多参考系方法,利用RANS方程对某型螺旋桨飞机的全机有滑流和无滑流空间流场进行了数值模拟,分析了滑流在机翼干扰作用下的发展趋势,机翼气动特性在滑流作用下的改变,滑流对飞机失速特性的影响。研究结果表明,螺旋桨旋转卷起的涡流经机翼时被切割成上下两部分,形成了绕机翼的横向二次流,机翼的存在改变了滑流的涡量分布和涡的结构。在弦向,滑流影响最严重的部位是机翼前缘,滑流旋转效应改变了机翼绕流的当地迎角,加速效应增加了桨后气流的速度,这是引起机翼气动特性改变的主要原因。虽然滑流的诱导作用使机翼外段提前发生了分离,但是其推迟了机翼根部分离现象的发生,改善了飞机的失速特性。     

多元混合数据回归分析方法

针对加速寿命试验中经常遇到完全数据、定数截尾数据和定时截尾数据混合的情况,提出一种多元混合数据回归分析方法,建立了多元混合回归模型,给出回归系数和标准差的最佳无偏估计,以及百分位值的点估计和置信限估计.该方法不但适用于正态分布,而且还适用于Weibull分布、极值分布等其他各种位置-尺度分布,从而将传统只适用于完全数据...