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81.
82.
比特并行Reed—Solomon编码器的设计 总被引:4,自引:1,他引:3
研究高速RS码编码器设计问题。给出了最优对偶基的计算方法,研究了用对偶基下的bit-parallel乘法器构成RS码系统码编码器。编码器可以达到较高的吞吐率。 相似文献
83.
提供了一个计算副翼配重着陆冲击响应的方法。由于主起落架为纯摇臂式,考虑机体的弹性,机体和主起落架运动联立求解的加速度不是显式,因此必须用高斯方法解加速度的线性方程组,再用吉尔方法解微分方程。 相似文献
84.
片切磨削方法构造的自由曲面磨削支持系统 总被引:1,自引:0,他引:1
以操作者高效准确操作数控磨削中心为目的,开发了自由曲面磨削支持系统,进行了基于球头磨具的磨削中心基础研究。讨论了获得高精度曲面的加工要点,并提出了片切磨削方法。 相似文献
85.
在分析空空导弹战斗使用过程中影响导弹型号选择主要因素的基础上,提出了优选导弹型号的原则,并建立了数学模型;模拟结果表明,该原则充分反映了导弹的特性,因而是有效的。 相似文献
86.
针对展开过程中球铰接杆式支撑臂时变构型的横向振动问题,推导了支撑臂等效连续体模型的各向等效刚度,基于Hamilton原理推导了支撑臂展开过程的控制方程,采用加权余量法将偏微分控制方程转化为常微分方程,利用Runge Kutta法对方程进行了数值求解。计算结果表明:在收拢过程中,支撑臂末端的横向振幅越来越小,收拢过程是安全可靠的;而在展开过程中,末端的横向振幅随展开进程而增加,且振幅随末端负载质量增加而增加;若不考虑锁定冲击,展开速度对支撑臂横向振动的振幅影响可忽略,若考虑锁定带来的周期性冲击时,支撑臂的横向振幅将显著增大。为减小支撑臂的横向振动,必须对支撑臂展开速度加以限制。研究结果为航天器支撑臂在轨展开的控制提供了参考。 相似文献
87.
内并联型TBCC进气道方案设计及验证 总被引:7,自引:4,他引:3
提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma0≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma0≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备. 相似文献
88.
Turbo码之译码过程通常采用LOG-MAP算法的迭代译码,在获得很好的译码性能的同时,也造成了巨大的译码延迟,因而限制了其实际应用。为了降低译码延迟,通常采用分块并行译码方案,将译码器接收到的长帧分割为长度较小的子帧。对基于LOG-MAP算法的并行译码方案进行仿真实现,结果表明并行译码方案在获得很好的译码延时的同时,也存在误比特率性能的下降,即所谓分块效应。 相似文献
89.
目前,我国广泛使用的尾流间隔标准过于保守,导致机场跑道容量受限。以进近航空器的尾流遭遇问题为研究对象,首先研究进近尾流安全间隔缩减方法,获取缩减后的临界尾流间隔;然后基于主成分分析法(PCA)对 BADA 数据库中的航空器性能数据降维,提出一种适用于进近尾流间隔缩减的机型层次聚类方法;最后采用该方法得到新的机型分类结果并构建缩减后的尾流安全间隔标准。结果表明:本文所使用的机型层次聚类方法与国内外航空器分类方法具有较好的一致性,在长沙黄花国际机场的主流配对机型间,所获取的进近航空器尾流间隔标准与传统尾流间隔标准相比可以缩减 0.8 km 以上。 相似文献
90.
起落架作为支撑飞机重量、吸收撞击能量的重要部件,在装配和试验过程中面临着装配空间狭小、装配精度高等特殊要求,急需研制一款具备可移动、多自由度调节功能的柔性装配平台。通过对起落架装配需求进行分析,设计出基于Mecanum轮的全方位移动和基于3–RPS的并联机构组成的6自由度装配机器人,详细介绍了装配机器人的结构组成、控制方法,对机器人运动学特性进行分析获得运动学模型,并进行运动学参数设置及精度分析。通过对起落架装配机器人精度测试以及实物装配,验证该机器人的功能和性能满足使用要求。 相似文献