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1979年 | 3篇 |
1978年 | 2篇 |
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921.
922.
923.
以气氧/煤油作为推进剂对火箭发动机进行流量连续调节试验,研究火箭发动机连续变工况过程中的燃烧特性。火箭发动机通过可调气蚀文氏管连续调节煤油流量。试验在富燃工况(混合比0.405~0.690)下成功点火,并实现了混合比、燃气总流量连续调节。试验发现流量连续调节过程中,当混合比小于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而增大;当混合比大于0.535时,燃烧室压力随煤油流量减小而减小。同时,特征速度和燃烧效率随混合比增大而增大,并且混合比小于0.535时特征速度、燃烧效率增大的速率大于混合比大于0.535时的速率。研究表明推进剂流量与燃烧效率同时影响燃烧室压力。当混合比小于0.535时,燃烧效率的影响占优;混合比大于0.535时,推进剂流量影响占优。 相似文献
924.
选取关键点轨迹的方向-大小描述符、轨迹形状描述符、外观描述符作为人体行为的特征;为了降低人体行为特征维数,利用信息瓶颈算法进行词表压缩;利用生成模型,结合已标记样本和未标记样本提出一种人体行为识别的半监督学习方法,解决了行为识别中的小样本问题。在You Tube数据库、中佛罗里达大学运动数据库上利用提出的方法与已有的方法进行对比实验,结果表明该方法具有更高的识别精度。 相似文献
925.
为了加快优化速度和提高优化质量,提出一种基于Gauss伪谱法的再入可达域计算方法。鉴于再入时一般采用固定的攻角剖面,将攻角作为状态变量,仅对倾侧角进行单变量寻优。优化过程中,再入纵程被视为终端约束,以获取不同纵程下的最大横程,将速度倾角视为过程约束,以消除弹道的跳跃现象。通过仿真,求解出了通用航空飞行器的再入可达域,结果与间接法的理论证明一致。 相似文献
926.
针对SSG/LRR-ω雷诺应力模型,选取NASA湍流资源网站上的四个典型算例,即湍流平板边界层流动、带凸起管道流动、翼型尾迹区流动和NACA0012不同攻角绕流,开展初步的验证与确认工作,将部分结果和CFL3D进行对比。对于NACA0012翼型绕流,对比雷诺应力模型和SA模型的升力系数,结果表明:在失速攻角附近,雷诺应力模型明显优于SA模型。在此基础上,将该模型应用于DLR-F6翼身组合体的数值模拟,计算得到的机翼表面典型站位压力分布和实验值吻合良好,同时该模型捕捉到翼身交汇位置的小范围分离。 相似文献
927.
928.
介绍了舰载导弹火工品点火电路的基本要求,针对舰载导弹火工品点火电路的特点,为保证舰载导弹火工品点火电路的可靠性、安全性、电磁兼容性,提出了舰载导弹火工品点火电路必须采取的安全措施,最后得出了结论性的意见。 相似文献
929.
930.
针对火控网的特点,采用了分布式结构。分析了自适应滤波算法的原理,采用航迹融合算法对各探测器的跟踪航迹进行了融合,仿真分析融合前后的距离、方位、俯仰的误差大小。仿真结果表明,分布式火控网经过航迹融合后,系统的精度有较大改善,跟踪性能比融合前有大幅度提高。 相似文献