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1998年 | 12篇 |
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1996年 | 6篇 |
1995年 | 6篇 |
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1991年 | 4篇 |
1989年 | 1篇 |
1973年 | 1篇 |
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521.
为实现对海水声速快速、高精度的测量,采用一种系统结构简单的声速测量方案。通过连续波信号参数估计的方法实现了对声传播时间和声速值的测量。采用伪随机序列对连续波进行调制处理,解决了单频连续波信号在测量中存在的整周期模糊与回波干扰问题。通过构建声速试验平台,进行了系统校准与测量试验。试验结果表明该方法具有测量精度高、响应快速的优点,适合于在水下机动平台上对海洋声速剖面进行快速、高精度的测量。 相似文献
522.
523.
针对混合电推进能源管理方法开展研究,设计了一种基于模糊逻辑控制的混合电推进能源管理系统。通过设置垂直起降飞行器的功率要求、内燃机-发电机输出功率和储能电池荷电状态的模糊隶属度函数,动态最优分配发电机与储能电池的功率输出,从而提升系统的燃油经济性与飞行器的航程。结合模型设置,对100 kg级的垂直起降转平飞的飞行器能源系统变化进行仿真计算,验证了能源控制算法的可行性。结果表明:基于模糊逻辑控制的能源管理方法,在总时长约为1.2 h的飞行过程中,内燃机约有1 h的时间工作在比油耗最低的区域,从而提升了混合电推进系统的能量利用效率。研究为后续混合电推进系统的能源高效控制与管理提供了设计思路和分析方法。 相似文献
524.
风洞以低温气体为介质运行时,气体会表现出热力和热值的不完全,风洞回路气体流动参数计算需要考虑低温真实气体效应。计算给出了氮气介质在温度100~323 K、压力100~450 kPa范围压缩性因子和比热比的变化规律,并通过将等熵膨胀系数引入一维完全气体流动方程,发展了低温跨声速风洞气流流动参数计算分析模型,获得了跨声速风洞高速运行时气流液化温度和压力的组合边界包络线。对比分析结果表明:在低温跨声速风洞的运行压力(115~450 kPa)和温度(110~323 K)范围内,基于等熵膨胀系数计算得到的气体流动状态参数的理论计算值与气体真实物理解的偏差小于1%,完全可满足低温跨声速风洞工程设计需求。 相似文献
525.
526.
为提升复杂飞行任务下滑翔制导的自主性,提出一种基于最优制导与强化学习的多约束智能滑翔制导策略。引入三维最优制导以满足终端经纬度、高度以及速度倾角约束。提出基于侧向正弦机动的速度控制策略,研究考虑机动飞行的终端速度解析预测方法。针对速度控制中机动幅值无法离线确定的问题,研究基于强化学习的智能调参方法。该方法基于终端速度设计状态空间,以机动幅值设计动作空间,设计综合终端速度误差与滑翔制导任务的回报函数,采用Q-Learning实现机动幅值的智能调整。仿真结果表明,智能滑翔制导方法能够高精度满足终端多种约束,并能有效提升复杂任务下的自主决策能力。 相似文献
527.
528.
529.
530.
X-51A高超声速试验飞行器,具有极高的军事应用价值,是美国快速全球打击计划的重要组成一环。三次试飞仅成功一次,仅剩最后一架试验飞行器,其发展前景直接影响着美国快速全球打击计划走向 相似文献