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401.
开展了6 mm 2A14-T6铝合金对接接头的单面焊双面成形焊接工艺研究,详细分析了交流频率和装配精度对焊缝成形及接头力学性能的影响规律。结果表明:随着交流频率从60 Hz逐渐增加至80 Hz,2A14铝合金对接接头的平均抗拉强度从356 MPa降低至310 MPa,但接头延伸率没有显著变化。装配精度对焊缝质量的影响分析结果显示:随着装配间隙增大,焊缝背部成形效果变差。当间隙超过20%板厚时,焊缝易直接熔穿或单面切割,无法形成焊漏。随着装配错边增大,焊缝背部成形逐渐变差,出现咬边现象;接头力学性能测试显示,随着装配错边的增加,接头抗拉强度和延伸率均呈逐渐下降的趋势。在实际工程应用中,局部错边应控制在25%板厚范围内。 相似文献
402.
针对传统的舰艇编队作战效能分析方法中存在的对数据利用不充分、对数据完整性要求较高的问题,提出了基于深度学习的效能拟合方法。从最具有代表性的敏感性分析方法Sobol指数法入手,利用深度学习方法优越的特征学习能力,基于深度信念网络(DBN)构建了效能拟合网络,结合无监督预训练和有监督调优实现了网络训练和参数优化,构建出效能拟合模型。将产生的数据应用于效能分析模型并与完全数据条件下的效能分析结果进行对比,验证了所提出的效能拟合模型对于不完全数据下的作战系统敏感性分析的有效性。 相似文献
403.
针对编队卫星成员数量较多时,编队重构规划考虑碰撞规避会带来巨大的计算开销。为降低计算开销和提升优化效率,基于CW方程和双脉冲轨道机动策略,建立了能够快速预测编队卫星重构过程最短距离的多种代理模型,并基于三种不同大小的训练集,从模型精度和效率两方面进行了对比。结果表明,克里金(KRG)模型在各种代理模型中精度最高,而且随着训练量的增加,KRG和人工神经网络(ANN)模型的性能得到了明显改善,模型精度得到了一定的保证。研究还发现,尽管KRG模型预测时间高于其他代理模型,但与真实模型相比,其耗时仍然很短,因此可用于提高考虑避碰约束时卫星编队重构轨迹优化的效率。 相似文献
404.
医学X光CT作为一种诊断设备,对其图像质量要求很高,而在实际应用中各种误差都将会影响最终的图像质量,因而对误差进行修正是非常重要的,这一点在各厂家的CT 产品中表现得尤为突出。通过研究对医学X光CT 的探测器、X光射束硬化效应等所产生的误差进行修正,给出了在PC机上对误差进行修正和图像重建的方法和步骤,完成了对分辨率水模、对比度水模、病人头部和肺部的图像重建,证明该方法行之有效。 相似文献
405.
针对混合推进航天器编队日心悬浮轨道保持控制问题进行了研究.首先推导出在日心悬浮轨道附近的航天器编队相对运动方程,考虑到航天器间距离变化值较小且航天器间距离与航天器到太阳的距离的比值为小量,将其在悬浮轨道附近线性化.基于该线性化方程,设计了一种LQR编队控制方式,该控制方式可通过调节太阳帆的姿态及航天器间库仑力的大小对编队构型进行改变或保持,具有响应速度快和控制简单的特点.最后对控制律进行数值仿真,表明该控制方法能实现编队. 相似文献
406.
针对无人机(UAV)的编队集结、编队保持和编队重构等队形变换问题,从航迹规划的角度提出了一种面向时间协同的多无人机队形变换模型。在时间协同的条件下,选择队形变换的能源消耗与完成时间作为效率衡量指标,对编队集结、编队保持和编队重构进行规划,给出队形变换的最优空间位置。首先,分析了指定队形、无指定位置的编队集结问题,然后,将编队保持问题视为编队整体运动,最后,利用运动分解将编队重构问题分解为编队集结和编队整体运动。基于编队集结、编队保持和编队重构的不同特点,给出了这些具体队形变换下的最优效率计算公式,并进行了仿真实验,实验结果表明本模型可以实现预期的最优效率队形变换。 相似文献
407.
Emilie Habart Malcolm Walmsley Laurent Verstraete Stephanie Cazaux Roberto Maiolino Pierre Cox Francois Boulanger Guillaume Pineau Des Forêts 《Space Science Reviews》2005,119(1-4):71-91
Observations of H2 line emission in galactic and extragalactic environments obtained with the Infrared Space Observatory (ISO) are reviewed.
The diagnostic capability of H2 observations is illustrated. We discuss what one has learned about such diverse astrophysical sources as photon-dominated
regions, shocks, young stellar objects, planetary nebulae and starburst galaxies from ISO observations of H2 emission. In this context, we emphasise use of measured H2 line intensities to infer important physical quantities such as the gas temperature, gas density and radiation field and
we discuss the different possible excitation mechanisms of H2. We also briefly consider future prospects for observation of H2 from space and from the ground.
Based on observations with ISO, an ESA project with instruments funded by ESA Member States (especially the PI countries:
France, Germany, The Netherlands, and the United Kingdom), and with the participation of ISAS and NASA. 相似文献
408.
DELAMINATION
FORMATION AND DELAMINATION
PROPAGATION OF COMPOSITE LAMINATES
UNDER COMPRESSIVE FATIGUE LOADING 总被引:1,自引:0,他引:1
Fatigue tests of the smooth composite
laminates and the notched composite laminates under compressive cyclic loading have been
carried out. The damage mechanism is discussed and analyzed. Damage evolution is monitored
using stiffness decay. From these tests, it is found that the initial delamination occurs
at the free boundary of smooth specimens, or the notch boundary of notched specimens,
subjected to the compression-compression cyclic load. A point of view in relation to
two-phases of compression fatigue delamination of composites is proposed, namely,
compression-compression delamination consists of the delamination formation phase and the
delamination propagation, and there is a “damage transition point” to separate this
two-phases. Furthermore, an empirical modulus degradation formula and its parameters
fitting method are presented. According to the test data handling results, it is shown
that this formula is univocal and can fit the test data conveniently. In addition, two
kinds of new anti-buckling devices are designed for these tests. At last, the E-N curves,
the D-N curves and the S-N curve of the smooth carbon fiber reinforced composite laminates
of T300/648C are determined to predict the fatigue life of the notched composite laminate.
And the E-N curve of the notched specimens at the given load ratio R=10 and minimum load Pmin=-0.45 kN
is also measured to verify the estimated result of fatigue life. 相似文献
409.
410.