摘要:为研究空基反助推段导弹的发展现状和拦截制导面临的关键技术与挑战,对空基反助推段导弹相关的文献进行了分析与总结.空基反助推段导弹由载机发射,对处于助推段飞行的导弹实施拦截,是导弹防御体系的重要组成部分.首先概述空基反助推段系统、导弹和制导技术的发展现状,介绍了典型系统方案的作战流程、拦截弹的结构与性能以及国内外助推段拦截制导技术的研究进展.其次分析了空基助推段拦截制导面临的诸多挑战,体现在拦截弹能力有限、可用时间短、目标机动性强、拦截条件复杂和不确定性强等方面.然后提出了空基助推段拦截制导需要解决的关键技术,包括动力系统配置、发射诸元快速解算、制导指令在线修正、中末制导交班方案和拦截机动目标的高精度制导律等技术.最后总结未来空基助推段拦截制导技术的发展方向为:在线制导、高精度多模复合制导、智能化和协同制导.研究表明:空基反助推段导弹制导技术尚在发展阶段,还存在一些关键问题亟需研究解决,同时,自主规划、人工智能等理论可为关键技术的突破提供参考.

摘要:为克服传统卫星轨道模型预报方法的速度瓶颈,为实现卫星在轨自主规划变轨奠定基础,利用图形处理器（GPU）并行计算方法对多卫星轨道解算进行加速,构建了轨道预报并行计算模块,成功实现了卫星轨道预报的大幅加速. 为提高低计算量时解算速度,提出了集成式GPU加速方法,将简化常规摄动模型（SGP4）解算模型整体代入核函数,计算机内存仅需与GPU进行一次调用及数据交互,大大缩短调用核函数时间,较模块化GPU加速方法在中低规模计算量时速度有明显提高. 本研究于两种设备上基于统一计算设备架构（CUDA）实现了集成式加速方法并进行了加速试验,在小型嵌入式开发板NIVIDA TX2设备上可实现在5 s内进行500颗星一天时间86 400步的轨道预报,笔记本设备上GPU加速比也可达到中央处理器（CPU）的4.6倍,且加速后精度损失极低. 实验结果表明:集成式加速方法适用于中低规模星数（总步数小于400万步）的并行解算任务,模块化加速方法适用于大规模星数（总步数大于400万步）的并行解算任务.

摘要:为研究运动体并联入水过程中的运动特性,预测运动体之间的相对运动趋势,结合数值模拟的结果,推导了运动体侧向和偏航运动预测公式,并且提出了避免失稳的策略.首先,验证了数值计算方法的有效性；然后,根据数值计算结果对急动度提出限制性假设,从而得到回转体并联入水侧向位移和偏航角的预测公式.其次,通过预测公式研究了初始空化数和初始净距对侧向和偏航运动特性的影响机理；最后,基于运动状态因数的概念研究了碰撞和过度远离的运动状态,并且提出了避免回转体运动失稳的策略.研究结果表明: 预测公式与数值计算结果符合良好；初始空化数较低时头部压力对侧向和偏航运动具有促进作用,且初始空化数越小,则侧向名义急动度和偏航角名义急动度越大,表明侧向和偏航运动所受促进作用越强；而初始净距较小时,内侧压力对侧向和偏航运动具有抑制作用,且初始净距越小,则侧向修正因子和偏航角修正因子越大,表明侧向和偏航运动所受抑制作用越强；初始条件和回转体外形共同决定了并联入水过程中回转体的运动状态；应将入水初速度和初始净距控制在合理的范围内以避免运动失稳.

摘要:热感觉是人类对于周围温度、湿度等环境的感知.为研究少数民族群体在波动气候环境下的热感觉,使其能更快适应异地环境,对冬季大连教室环境进行现场测试,对来自不同气候分区的80名汉族学生、88名少数民族学生(回族24名、蒙古族12名和土家族14名等其他少数民族)的着装、热感觉进行问卷调查,分别对调查结果进行回归分析,将不同少数民族的数据,进行对比并分析差异原因,同时对实验结果进行验证. 结果表明:少数民族学生舒适度满意区间为18.5℃~19.4℃,与汉族热感觉存在差异. 根据TSV模型得出各民族学生实际的热中性温度,分别为:回族18.5℃、蒙古族16.9℃和土家族15.0℃.经分析PMV模型并不能准确预测真实热感觉,本研究根据热感觉适应性模型(aPMV)为各民族提出了λ参考值,分别为:回族-0.79、蒙古族-0.90和土家族0.97.不同民族指标存在较大差异,表明学生对当地气候具有一定适应性,而到大连求学伴随着气候波动,使学生不能快速适应新环境. 基于此利用aPMV模型对少数民族学生的热感觉进行预测,并提供了实验室热工改造方案.

摘要:为了在地面准确标定卫星地磁测量系统中的磁力仪与星敏感器间的安装矩阵,设计了基于单轴无磁转台的标定系统,该系统由无磁转台、地磁场监测设备等组成.首先分析了系统中的误差源,建立了相应的坐标系进行误差传递,结合磁力仪的误差模型得到磁力仪的输出方程.据此提出了一种利用单轴立式无磁转台标定安装矩阵的方法.该方法采用谐波分析法辨识出磁力仪的输出方程中各误差系数,并得到了初始位置下磁力仪坐标系在地理坐标系下的姿态,通过星敏感器观星确定星敏感器坐标系在惯性空间的姿态,并根据当地经纬度与格林尼治恒星时,得出了初始位置下星敏感器坐标系在地理坐标系的姿态. 最后以地理坐标系为桥梁,解算出了磁力仪与星敏感器之间的安装矩阵. 结合Monte Carlo方法和不确定度合成公式对该方法进行仿真试验与误差分析,研究结果表明,在磁力仪观测误差为1 nT,星敏感器测量精度为1”下的安装矩阵各个元素不确定度在1.14×10^-5 rad以内,验证了标定方法的正确性.

摘要:火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用作主动攻击高速水中兵器的推进器.然而,火箭发动机在水下工作时喷管出口压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能,甚至造成安全事故.为研究火箭发动机在水下的工作特性和尾流场特性,基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了高温高压燃气水下超声速喷流的数值模型,分别在单相水来流和通气超空化来流条件下对火箭发动机的内外流场进行仿真计算,获得了通气超空泡、工作压力等因素对火箭发动机尾喷流场的影响规律.研究结果表明:无通气超空化时,尾喷流存在明显的颈缩、胀鼓、回击等非定常现象,发动机推力剧烈脉动；存在通气超空化时,火箭发动机喷出的燃气与超空泡内气体掺混排出,尾流场的非定常特性显著减弱,发动机推力未产生剧烈脉动；当发动机工作压力增大为设计压力一倍时,在无空化条件下燃气流量及发动机推力分别产生30.4%和20.6%的振荡幅度,在通气超空化条件下发动机的工作性能几乎不受工作压力的影响.

摘要:为探索增强小迎角下翼型气动性能的射流控制方法,进而实现无舵飞行控制,在环量控制的启发下,提出在NACA0012翼型下表面靠近后缘的位置布置射流 (Jet on the lower surface of trailing edge, LSTE jet),并通过分析流动状态与参数变化优化LSTE射流的气动控制效果. 首先,采用3套不同规模的网格对NACA0012翼型本身进行数值模拟,验证了数值模拟方法的收敛性与有效性.其次,通过比较流场的马赫数分布、流线和压力分布的变化,研究了LSTE射流影响翼型气动性能的机理. 最后,研究了翼型的气动系数随射流的位置、动量系数和前向夹角的变化规律. 结果表明:LSTE射流在后缘诱导产生逆时针的涡,形成低压分离区,使后缘主流向下偏折,增加了翼型的有效弯度,并且前缘的吸力峰也因此增加,从而增大了升力系数；LSTE射流越靠近后缘,动量系数越大,增升减阻效果越好,但翼型的失速迎角会减小1°~3°；在不同的迎角和射流动量系数下,翼型的最大升力和最小阻力可以同时在γ=60°~70°之间达到.利用LSTE射流可以有效改变小迎角下翼型的气动性能,对实现飞行器无舵操纵有一定意义.

摘要:为有效降低飞艇艇身外形设计参数的维度、提高设计效率,并给予飞艇艇身初期设计一定的参考和指导.结合PARSEC（parametric section）参数化方法、计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）方法和基于方差的Sobol全局敏感度分析方法,形成了一套艇身外形参数关于阻力系数敏感度的评价体系.首先,采用物理意义明确的PARSEC方法描述飞艇艇身外形轮廓线.然后,由拉丁超立方抽样（Latin hypercube sampling,LHS）所产生样本艇身的阻力系数通过二维轴对称模型的CFD数值方法得到,CFD数值方法求解精度通过6个典型流线型旋成体的实验数据得到了验证,在保证雷诺数一致的情况下,计算和实验所得艇身阻力系数的平均相对误差为1.5%.最后,通过Sobol全局敏感度分析方法对艇身外形参数进行了敏感度排序.研究结果表明,与艇身阻力系数最敏感的3个参数分别为头部半径r_h、最大半径r_d和最大半径位置x_d.在此工作基础上形成了飞艇艇身外形的设计空间,所得设计空间对提高飞艇外形设计效率、降低飞艇气动阻力系数具有积极意义.

摘要:为实现可重复使用运载器（Reusable launch vehicle,RLV）的再入段准确制导与鲁棒容错控制,提出了一种基于改进预测校正制导律和鲁棒容错姿态控制联合的方法. 首先,设计改进倾侧角幅值模型和航迹方位角走廊的预测校正制导律,结合标称迎角剖面,在线计算得出姿态系统的输入指令；然后,针对控制系统的不确定/干扰及舵面部分失效问题,提出一种改进跟踪微分干扰观测器来估计不确定/干扰和舵面失效作用,通过在观测器中增加前馈项进一步提高了复合干扰的估计精度；最后,针对舵面饱和问题设计辅助抗饱和系统,并应用sigmoid饱和函数来改善姿态系统中角速率回路反步法的控制性能.制导与控制系统的六自由度联合仿真实验表明,在考虑姿态回路复合干扰、舵面部分失效及饱和的情况下,RLV准确跟踪了姿态角指令,其飞行轨迹能够到达再入终端落点区域并满足约束条件,因此提出的方法实现了再入段准确制导,较好解决了姿态回路不确定、舵面部分失效及饱和问题,具备良好的鲁棒容错控制性能.

摘要:了解析水及气体溶解逸出对新型催化惰化系统性能影响,可以为系统设计提供借鉴.首先,设计了低温可控耗氧催化惰化系统流程,然后,以油箱中抽吸气体的摩尔流量为基准,推导了流经催化反应器、冷却器前后各气体组分的流量关系,并通过状态方程及气体平衡溶解关系,确定油箱气相空间各气体浓度变化. 另外,在燃油中有、无气体溶解逸出情况下,研究了风机流量、载油率两个关键参数对系统中产水及冷却性能的影响. 研究结果表明:油箱气相空间的氧浓度随惰化的进行逐渐降低,水蒸气摩尔分数随惰化时间逐渐增加但增长速率逐渐变缓；催化反应器和冷却器所需的冷却功率、催化反应器出口气体的相对湿度、冷却器中析出的液态水量均随时间逐渐降低；另外,燃油中氧气、氮气、二氧化碳等气体的溶解逸出对系统性能影响较大,并且考虑水析出时,冷却器中所需的冷却气体量较不考虑水析出时要高约33%. 因此今后在设计催化惰化系统时,燃油中气体的溶解逸出及液态水析出对惰化系统性能影响均不容忽略.

摘要:为有效地提升功率放大器的工作带宽和效率,基于0.25 μm GaN HEMT工艺,利用末级管芯输入、输出二次谐波调谐技术,设计了一款X波段GaN高效率连续B类功率放大器微波单片集成电路.末级管芯输出二次谐波调谐技术将晶体管的输出电容并入LC并联调谐电路中,简化了电路结构,并且优化并联LC调谐电路,将宽工作频带内各频点二次谐波负载阻抗与基波负载阻抗实现逐点对应,有效匹配支持宽高效率带宽的连续B类工作模式,并进一步结合二次谐波源阻抗牵引技术,采用输入二次谐波调谐技术,在末级晶体管输入端插入串联LC调谐电路.通过优化串联LC调谐电路,将工作频带内的二次谐波源阻抗点均移入各频点的高效率区域,实现功率放大器宽工作频带内输出效率的整体提升.实测结果表明,该功率放大器芯片在8.0~10.5 GHz工作频带内,饱和输出功率增益为40.8~42.2 dBm,饱和输出效率可达51%~59%,功率增益为19.8~21.2 dB,小信号增益为23.6~25.6 dB,输入回波损耗小于-10 dB.芯片尺寸面积为3.2 mm×2.4 mm.本研究提出的电路结构为提高功率放大器芯片的输出效率和带宽提供了一种可行的思路.

摘要:为降低小数分频模拟锁相环的相位噪声,并改善采用传统异或门倍频器对参考时钟进行倍频时引起的锁相环输出杂散,提出了一种集成占空比校准的低杂散参考时钟倍频器. 该倍频器对输入时钟进行倍频后输出参考时钟到锁相环,通过降低锁相环的分频比有效降低了锁相环输出信号的相位噪声. 针对由倍频器输入时钟占空比误差引起的参考时钟频率抖动及锁相环输出杂散恶化,该倍频器通过数控边沿调整技术在较大误差范围内进行占空比粗调,然后通过模拟占空比校准环路进行高精度占空比校准,两种校准方式根据所提出的占空比校准控制算法协同工作,在扩大校准范围的同时提高了校准精度. 仿真结果证明可以将100 MHz输入参考时钟占空比误差从13.8%降低至0.007%,且倍频输出频率误差低至380×10^-6.基于40 nm CMOS工艺对该倍频器进行流片验证,测试结果表明:该倍频器能够使锁相环输出信号的带内噪声降低约6.67 dB,量化噪声降低约5.61 dB,且占空比校准后,能够将锁相环输出信号频谱中距离载波1/2参考时钟频率偏移处的杂散降低约9.52 dB;通过倍频器对锁相环的参考时钟进行倍频能够有效降低锁相环的带内噪声和量化噪声,对倍频器输入时钟的占空比进行校准能够有效降低锁相环输出频谱中的杂散.

摘要:为提高导弹的突防能力并增强毁伤效果,对导弹攻击时间和攻击角度控制问题进行了研究,以导弹和目标相对运动模型为基础,提出了一种非奇异滑模导引律.利用成型理论设计了以时间多项式描述的、同时满足攻击时间和攻击角度约束的导弹视线角表达式.采用优化方法确定表达式系数.由于非奇异终端滑模理论具有使滑模面能够在有限时间内快速收敛的特点,故利用该理论构造关于视线角误差的滑模面,设计了一种无奇点的攻击时间和攻击角度控制制导律.该制导律可使导弹的实际视线角按照设计的理想视线角变化,使导弹满足攻击时间和攻击角度的双重约束.通过理论分析,证明了该制导律满足Lyapunov稳定性条件,能够实现攻击时间和攻击角度控制且不存在奇点.在多种情形下对所设计制导律进行了数值仿真. 仿真结果表明,采用该制导律可在不同条件下有效实现导弹的攻击时间与攻击角度控制,与现有文献相比具有一定优势,当存在一定程度的外界干扰时仍能完成攻击时间和攻击角度控制.

摘要:为降低直升机的共振危害,需要一种对直升机在空中悬停时振动特性快速计算方法.旋翼在离心力作用下,固有频率受应力刚化效应影响发生变化,同时存在旋翼桨叶/桨叶和旋翼/机身的耦合影响,动力学分析十分复杂,另一方面为提高计算效率,运动方程的低阶次、程式化成为迫切的需求. 多体系统传递矩阵法（Transfer matrix method for multibody systems,MSTMM）同时解决了这两个问题.为准确快速计算悬停直升机固有频率,本研究基于MSTMM建立一种柔性四片旋翼与直升机机身耦合的动力学模型,推导出系统的动力学拓扑模型、总传递方程和特征方程. 重点推导了空间旋转梁和旋转轴的传递矩阵,最终快速计算得出悬停直升机系统固有频率. 研究表明: 空间旋转梁MSTMM计算结果和 ANSYS Workbench仿真结果对比,误差不超过2%,旋转轴MSTMM计算结果与参考文献结果基本一致; 机尾固定的约束条件下,计算出36.651 9 rad/s转速下旋翼/机身耦合系统的前13阶固有频率,与ANSYS Workbench仿真结果一致,改为悬停无约束条件,计算得出悬停直升机系统前8阶固有频率,计算速度相较仿真速度提升了7.1倍,为直升机动力学分析提供一种新思路.

摘要:为对畸形波这类突发性事件进行较为准确的预报,避免畸形波对海上建筑物和人员安全产生的巨大危害.采用紧致型小波神经网络模型,根据某岛礁地形实测数据建立的岛礁三维模型中测得的波高试验数据,选取试验数据中3种典型波高时间序列分别实现了包含畸形波的波浪数据对常规波浪的预报、包含近似畸形波的波浪数据对畸形波的预报以及常规波浪对包含畸形波的波浪数据的预报.为验证小波神经网络模型精度,同时采用常规神经网络BP模型在相同条件下对3种典型波高时间序列进行预报,最后将两种神经网络预报结果精度进行对比.研究结果表明:小波神经网络能较好的捕捉畸形波突发事件,对于3种工况中的波面整体预报精度以及畸形波处的预报精度,小波神经网络预报模型均高于BP神经网络预报模型,预报的波高曲线也与实际波高曲线拟合效果更好.在神经网络训练样本中若存在畸形波特征,也将进一步提高对未来畸形波的预报精度.该项研究对船舶或海洋工程的畸形波风险预警具有一定的应用价值.

摘要:为提高空战决策及轨迹生成过程的真实性与可靠性,空战决策过程应紧紧围绕可靠的气动耦合模型和制导武器的作战使用性能实现,为此提出了基于导弹攻击状态评估下的UCAV试探机动决策. 首先,分析了UCAV试探机动决策系统的构建思路；其次,建立了基于气动耦合模型的UCAV试探机动决策方案,通过精细划分的方式,设计了1 331种UCAV试探机动策略；然后,基于空空导弹的作战使用实际,构建了包含角度、距离和能量决策因子的决策评价函数,设计了基于统计学原理的机动决策方法；最后,提出并构建了基于导弹攻击状态评估的权重因子分级模型,使决策因子权重随导弹攻击状态自适应变化. 结果表明,通过分别设置UCAV与目标在两组对抗条件3种不同空战初始态势下的对抗仿真实验,验证了所构建的试探机动决策方案及权重因子分级模型在不同空战态势下的决策能力和有效水平. 本研究为紧密结合空空导弹作战应用实际的空战决策类问题提供了一种新的思路,所构建的决策策略有利于空空导弹作战使用性能的充分发挥.

摘要:为提高无人作战飞机(Unmanned combat aerial vehicle, UCAV)协同实时航迹规划的实时性和可操作性,针对多架UCAV协同执行对地作战任务过程中的协同实时航迹规划问题,提出一种基于自学习策略和Lévy飞行的正弦余弦优化算法(Sine cosine optimization algorithm with self-learning strategy and Lévy flight,SCASL)的多UCAV协同打击多目标实时三维航迹规划方法.首先,构建三维任务空间模型并根据UCAV平台性能设计了飞行速度、飞行高度、相对距离以及威胁规避等约束条件；其次,基于UCAV的三自由度运动学和动力学质点模型设计了协同实时航迹规划的决策变量；最后,根据UCAV作战使用战术原则构建了目标函数将协同实时航迹规划问题转化为优化问题,采用所提出的自学习策略和Lévy飞行的正弦余弦优化算法对模型进行求解,并采用病毒搜索算法（Virus colony search, VCS）求解模型作为对比实验. 仿真结果表明, 同等条件下,VCS求解模型得到的仿真结果满足协同性要求但不满足实时性要求,SCASL求解模型得到的仿真结果满足实时性与协同性要求,验证了本文所提出的基于SCASL的多UCAV协同实时航迹规划方法的有效性与优越性.

摘要:为研究中介轴承在弹流润滑作用时双转子系统的非线性振动特性,针对航空发动机双转子系统,根据弹流润滑理论和转子动力学理论,建立中介轴承弹流润滑接触模型和中介轴承-双转子系统模型.采用数值仿真方法获得系统动力学特性,对比分析了考虑弹流润滑作用和忽略弹流润滑作用两种工况下,双转子系统的幅频响应特征,并比较了中介轴承赫兹接触刚度、径向游隙以及润滑油黏度对系统特性的影响. 结果表明: 中介轴承弹流润滑作用对高压转子和低压转子一阶共振峰附近的振幅及共振峰位置影响较小,对高转速区间的共振峰影响较大,使共振峰右移并且共振峰处振幅减小; 分别改变中介轴承赫兹接触刚度和径向游隙,考虑弹流润滑作用与不考虑弹流润滑作用相比,一阶共振峰处振幅改变小于5%,在二阶共振峰处振幅改变百分数在4%~9%之间; 一阶共振峰位置未发生偏移,二阶共振峰向高频移动2%~8%; 改变润滑油黏度,对低压转子和高压转子振动幅值影响小于1%. 最后利用气体驱动双转子实验台对仿真结果进行验证.

摘要:随着微电子技术的发展,集成电路安全问题已经越来越受到人们的关注.主动屏蔽层作为芯片抗侵入式攻击的核心防线,其安全性关乎集成电路的信息安全.为提高主动屏蔽层的抗攻击水平,设计了基于Galois环振的随机重构主动屏蔽层电路.首先,在主动屏蔽层中插入可重构节点,使屏蔽层走线通道间的连接关系可以随机改变,从而增加了屏蔽层的复杂性,减小其失效面积,达到屏蔽层有效抵抗重布线攻击的目的.其次,采用屏蔽层与可重构节点复用的方法,设计了一种Galois环振型真随机数发生器,解决了主动屏蔽层每次上电后状态相同的问题,进一步提高了屏蔽层的安全性.基于8通道主动屏蔽层进行了改进与实验,仿真结果表明:可重构节点在SMIC 0.18 μm工艺下面积仅 为4 395 μm²,芯片动态功耗较插入节点之前仅增加0.4%,主动屏蔽层的最大失效面积较之前缩小80%,使用真随机数作为种子生成的密码随机数序列通过了NIST SP800-22随机数测试; 采用此方法芯片功耗和面积没有明显的增加,并且可重构节点与检测电路具有占用资源小、功耗较低等优点; 电路可搭配多通道主动屏蔽层,为芯片提供较高等级的安全防护.

摘要:为了对滚动轴承发生的故障类型进行诊断,从而提升设备的安全性,提出了一种基于深度残差神经网络的智能故障诊断方法,并使用多传感器融合技术对深度残差神经网络进行了改进,使得诊断模型的识别精度和鲁棒性得到进一步提高.首先,通过多传感器技术来获取丰富的设备运行状态信息,然后利用时频分析方法短时傅里叶变换提取原始振动信号的初级特征信息,最后利用深度残差网络的强大学习能力,进一步提取初级特征信息中的高级特征信息,并识别设备的故障类型,从而实现滚动轴承的故障诊断.为了验证所提出方法的有效性,使用滚动轴承实验数据对方法进行了测试,同时与基于深度卷积神经网络和单传感器故障诊断模型进行对比,研究结果表明,提出的智能方法不仅能对故障进行准确识别,而且具有相当良好的泛化能力和抗噪能力,其故障精度达到了100%,在单传感器或多传感器受到强噪声干扰时,分别实现诊断精度至少为93.78%和82.54%.

摘要:为研究一端固定在壁面上,另一端为自由端的有限长波浪形圆柱的减阻抑振效果,对有限长波浪形圆柱进行了计算.首先,采用大涡模拟数值模型的方法,对雷诺数为3 900时的有限长直圆柱和不同波长、波幅组合后的12种有限长波浪形圆柱进行了计算；其次,针对计算结果进行后处理,得到并比较了不同组合形式下的有限长波浪形圆柱的升、阻力系数大小,结合升、阻力大小分析其减阻抑振效果；最后,对减阻抑振效果较好的组合形式进行流场分析并研究了有限长波浪形圆柱的减阻抑振机理. 研究表明:在12种波浪形圆柱组合形式中,大多数组合形式都能减小圆柱受到的升力系数均方根值,起到抑振作用,减阻效果最好的组合形式阻力系数均值减小可达5.36%；有限长直圆柱与有限长波浪形圆柱周围有相似的流动特征,但波浪形圆柱由于马鞍面和节点面的存在,使流体在圆柱展向产生交互,削弱了圆柱后方尾涡的发展,从而起到减阻抑振的作用.所得结果可对有限长波浪形圆柱的减阻抑振效果进行比较全面的总结,对研究有限长波浪形圆柱的减阻抑振机理有一定的帮助.

摘要:为降低有限冲激响应（Finite impulse response,FIR）数字滤波器的成本,提升可综合性,提出了一种基于系数矩阵的二维非递归优化算法,并进行了仿真. 首先,对现有的数字滤波器优化算法进行了调研,比较了各优化算法的优势和不足；然后,对现有的一维非递归算法进行优化,提取一维非递归算法优化后的冗余项,得到了二维非递归优化算法,并分析了算法的复杂度；最后,生成多组滤波器分别对本算法与一维非递归算法,以及本算法和现有递归算法进行仿真和对比. 仿真结果表明:提出的二维非递归FIR滤波器设计方法充分利用了系数矩阵的冗余信息,保留了现有算法的最小逻辑深度特性,同时可以进一步节省中间加法器个数；相比于现有的一维非递归算法,本算法可节省10.05%（12 bit量化）和7.21%（16 bit量化）的加法器个数；在低阶滤波器的设计中,加法器使用量降低到了传统CSD表示法的30%左右,从逻辑深度和加法器个数两方面都超越了已发表的递归和非递归滤波器设计方法.

摘要:为适应城镇燃气日负荷随机性和多变性的特点,克服特定时刻单一负荷预测模型存在实际应用局限性的问题,将5种评价准则用于组合预测前剔除冗余模型,提出了一种建立变全重组合预测模型的方法,通过蚁群算法确定分配权重的组合预测模型,使得在一个时段上的燃气日负荷预测精度好于各单一模型.首先对包含诸多随机和模糊等不确定因素的城镇燃气日负荷时变系统和各预测模型特点进行分析；然后确定岭回归分析（Ridge）、差分自回归积分滑动平均模型（ARIMA）、支持向量机回归（SVR）、极端梯度提升树（XGB）共4类单项日负荷预测模型,结合城镇燃气日负荷和模型的特点,分别给出每个模型各项参数的设置和模型的输入向量；用平均相对误差、均方根误差、灰色关联度、相关系数、Theil不等系数为评价准则计算出的综合评价指标剔除冗余模型,最后建立了蚁群算法权重分配的组合预测模型. 预测实例表明,蚁群算法分配权重的燃气日负荷组合预测模型长期的综合预测效果要优于任意单项模型,相比于单一模型而言,组合预测模型的稳定性和容错率更高,具备较强的泛化能力.

摘要:为合理评估城市燃气管网在不同地震动强度下的连通性,以地震动预测方程（GMPE）为输入依据,通过蒙特卡罗模拟方法给出了考虑地震动不确定性的城市燃气管网连通易损性计算方法. 首先, 在某设定震级下,基于地震动预测方程（GMPE）确定燃气管网各点的输入地震动强度指标（峰值加速度P_ga和峰值速度P_gv）,同时采用正态分布抽样来模拟随机误差变量的分布以体现不确定性. 然后, 利用蒙特卡罗模拟方法确定燃气管网系统各单元失效概率,再通过震后的管网中未通气的节点数量比例来定义连通性的损失指标. 最后, 计算得到多个设定震级下损失指标的超越概率和连通易损性曲线. 本研究基于该流程以中国华北某城市燃气管网作为实例进行连通易损性分析,同时针对地震动预测方程中不确定性的影响进行了对比研究. 计算结果表明, 该市燃气管网在考虑地震动不确定性时的震后各个破坏状态对应的震级均值比不考虑时小接近0.5级,且在不同震级下连通性能超过某破坏状态的概率也偏大. 本研究所建议的连通易损性分析流程可以为城市评估整体燃气管网的概率地震风险提供参考,同时较好考虑了地震动的区域差异性和不确定性.

摘要:为研究城市形态和地表性质对城市地表热岛效应的影响,以西安市为例,基于Landsat8遥感影像和建筑矢量数据,采用局地气候分类（Local climate zone,LCZ）方法,对主城区进行LCZ划分．通过Landsat8遥感影像反演夏季地表温度,研究不同类型LCZ内地表温度的分布特征,同时选取14个地块分析地表热岛强度,通过计算建成区LCZ的城市形态参数分析城市形态对地表热岛效应的影响,采用的参数包括:建筑密度（Building surface fraction,BSF）、绿地率（Ratio of green space,GSP）以及下垫面粗糙度（Height of roughness elements,HRE）．结果表明:建成区LCZ地表温度整体高于地表性质LCZ,但温度变化更稳定；建成区LCZ内,高密度的建筑区域地表温度高于低密度区域；地表性质LCZ内,水体温度最低,3种植被型LCZ地表温度低于其余两类LCZ,裸地温度最高；建成区LCZ地块内,高密度的高层建筑和较高的绿化率能够降低地表温度,缓解地表热岛强度；地表性质LCZ地块中水体和林地的地表热岛强度较低．在城市规划中合理的增加水体和绿化的布置,降低建筑密度同时在室外人流密集的区域设置遮阳设施将有利于缓解地表热岛效应．