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针对基于前向神经网络的普通递推最小二乘估计存在着自适应跟踪慢和精度低的问题,提出了一种可对非线性时变系统进行快速辨识的新方法,因该方法有类似递推最小二乘算法的形式,称其为基于前向神经网络的快速递推最小二乘算法。该算法对传统的递推最小二乘算法的递推方式进行了改变,以更好的跟踪非线性时变系统的动态特性。针对典型的系统辨识仿真算例,通过与现有常用方法的比较研究显示了这种算法具有计算简单、收敛速度快和辨识精度高的良好性能。最后将方法用于一个三自由度时变非线性振动系统,结果同样验证了方法的良好特性。 相似文献
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摘 要:由于智能结构的工作环境变化多端,各种性能参数会随着环境变化而变化,先前建好的模型不再适应设计好的控制律,本文应用压电双晶片的驱动传感一体化的特性,实现了智能悬臂梁的自适应控制研究。基于极点配置理论,采用了自校正PID控制方法在线实时设计了控制参数,解决了模型参数无法实时更新进而导致的控制精度低的问题。通过MATLAB的SIMULINK的数值仿真,得出了自校正PID控制方法在实现智能结构自适应振动控制中是可行的结论,并且通过搭建实验平台进行实验验证;利用压电双晶片的驱动传感特性,使智能悬臂梁的自由振动得到了有效控制。因此,基于自校正PID控制方法,采用压电双晶片对智能结构吸振减振提供了理论与实验的研究基础。 相似文献
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基于激光位移扫描的大尺寸内径测量系统中,测量数据存在多个系统误差参数并易受到粗大误差的影响.在分析该系统工作原理的基础上,分析了测量传感器安装倾斜误差和回转臂偏心误差,并提出了相应的校正补偿方案.针对动态测量、管壁划痕、斑迹等引入的粗大误差对测量数据的最小二乘圆拟合精度影响较大的问题,提出了一种剔除粗大误差的方法:根据最小平方中值法构建基准圆,剔除孤立点,再用最小二乘法拟合,实验结果表明该算法的精度优于直接最小二乘法5倍. 相似文献
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本文研究应用非线性最优化原理辨识指数自回归模型的方法,以Newton一维搜索和线性回归法为基础,提出一种改进的坐标轮换算法,交替地估计模型的线性和非线性参数。实例表明,该算法对指数自回归模型具有良好的辨识效果。 相似文献
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卫星的精密定轨指的是从观测数据中获取指定预报开始时刻的高精度参数轨道。由于GPS观测数据中不可避免的带有随机误差和系统误差等非线性影响因素,因而不可能确定一条能够精确地拟合所有观测值的轨道,所以需要利用大量的观测数据使用统计学原理对航天器轨道状态进行估计。本文以低轨卫星为研究对象,分析了精密定轨的基本理论方法,包括摄动力模型以及最小二乘估计法。最后分别通过批处理和递推算法对GRACE-A卫星数据进行计算,实现了低轨卫星的定轨,并达到了一定的精度。 相似文献
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V. Murugesan P. S. Sreejith A. K. Anilkumar V. Kishorenath 《Journal of Failure Analysis and Prevention》2017,17(6):1191-1201
The sealing joints used for pressure monitoring of solid propellant rocket motors (SRMs) of launch vehicles are very critical, as they are large in number, and leak through any of them is a single point failure mode. Identification of failure modes and its prevention is the key for reliable performance of an SRM. Failure modes are identified and the failure mechanisms of different seals in the pressure monitoring system studied through investigative tests with deliberately induced variations in the design parameters and nonconformance. Systematic analysis is carried out for the proposed designs through a failure mode effects analysis (FMEA), failure modes ranked in accordance with Risk Priority Number (RPN) and reliability of the joints worked out from the data. Design concerns are analyzed, alternate designs explored and innovative design solutions evolved. The effectiveness of the final design is brought out quantitatively by reduced RPN ratings and quantum jump in the reliability. Critical design, process and quality control parameters were identified, and procedures to ensure them evolved for failure mode avoidance. 相似文献
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装药缺陷对固体发动机性能影响的实验分析 总被引:1,自引:0,他引:1
在积分形式 N-S 方程基础上, 建立了固体火箭推进剂裂纹燃烧过程的理论模型, 对含装药裂纹的翼柱固体火箭发动机内流场进行了数值模拟, 分析了推进剂中裂纹大小、位置、角度等多种因素对发动机内流场的影响, 为评估固体发动机含缺陷装药燃烧安全性提供了实验依据和分析方法. 相似文献
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现有的X射线、超声等无损检测技术受检测工艺、设备安装、检测效率等限制,无法实现固体火箭发动机燃面退移过程的动态测试需求.本文研究了一种微波CT检测燃面退移的方法.根据微波CT成像原理,将天线等角度间隔分布于固体火箭外壳表面,建立燃面退移变化的数学模型.考虑到微波是以曲线形式传播的,不能使用传统的射线CT重建的直线投影矩阵刻画方法.因此根据微波传播路径,完成微波CT重建的投影矩阵刻画,并根据各个微波天线测量值,利用改进的ART-TV算法重建燃面退移变化的动态图像.仿真结果表明,本文研究的微波CT成像方法可以有效表征固体火箭发动机燃面退移变化,并且利用改进的ART-TV算法重建得到的直径为39~159 mm的燃面重建误差小于1 mm,可为后续实验测试系统的设计及验证提供理论支撑. 相似文献
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对固体火箭发动机粘接界面试验件进行了不同湿热条件下的加速老化试验,并测量了不同老化时间粘接界面的扯离强度,描述了湿热老化试验和性能测试中的试验现象,结合复合材料微粘接结构吸湿规律对试验现象和撤离强度随老化时间变化曲线进行了分析。研究结果表明:衬层-推进剂粘接界面是固体火箭发动机粘接结构中最薄弱环节,应予以重点考虑;湿热老化促进了环境水分从衬层–推进剂界面向推进剂内部的扩散和渗透,致使弱边界层向推进剂内部扩展,导致了衬层-推进剂界面粘接强度的降低。试验件平均扯离强度随老化时间呈下降趋势,中间有一个强度趋于稳定的平台期。 相似文献
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为了能够准确判别固体火箭发动机内部缺陷的性质和可能对发动机造成的危害,需要从三维空间的角度来观察分析.在传统的缺陷分析中,主要是通过观察CT的二维切片序列图像以及对二维图像的主观分析去发现缺陷体.为了对缺陷体进行更为准确、立体地分析,提出对固体火箭发动机工业CT三维体数据进行处理.首先,通过结合形态学和Otsu阈值分割方法对缺陷进行分割和提取;然后,重构出缺陷体三维体数据;最后,对体数据进行三维可视化显示.实验结果表明,该方法能有效、准确地分割和提取固体火箭发动机三维CT图像缺陷,具有较强的鲁棒性. 相似文献
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Jian Yin Hongbo B. Zhang Xiang Xiong Jinlv L. Zuo Baiyun Y. Huang 《Applied Composite Materials》2012,19(3-4):237-245
The ablation performances of a fine-woven, pierced carbon/carbon (C/C) composite throats for solid rocket motor were investigated by a ground ignition?test. The ablation surface morphologies of three regions (entrance, throat and exit) of the throats were examined in detail by scanning electron microscopy. The results show that the C/C composite throats retain smooth inner surface, experiencing ablation rates of 0.142–0.146?mm/s under a pressure of about 6.0?MPa. But ablation morphologies of the three regions are different, due to the continuously changing of temperatures, velocities, and oxidant concentrations of combustion gas plume. 相似文献
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3D C/SiC复合材料喷管在小型固体火箭发动机中的烧蚀规律研究 总被引:3,自引:0,他引:3
采用小型固体火箭发动机研究了3D C/SiC复合材料喷管的烧蚀性能,分析了3D C/SiC的烧蚀机理及燃气参数对烧蚀性能的影响.结果表明,喷管喉部线烧蚀率为0.128±40.088mm/s,质量烧蚀率为0.166kg/(m2.s);受喷管内燃气组分、温度、压强和流速等环境参数的影响,3D C/SiC的烧蚀涉及不同机理的非均匀烧蚀.喉部及其上下游过渡区域烧蚀最严重,收敛段其次,扩散段烧蚀最弱.烧蚀过程是热物理化学侵蚀和机械剥蚀综合作用的结果:涉及SiC的分解流失,SiC和碳纤维的氧化烧蚀,还涉及低速Al2O3大粒子的机械化学侵蚀,高速Al2O3小粒子的机械侵蚀等. 相似文献
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