-
公开(公告)号：CN113762981B
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202110354658.2
申请日：2021-03-30
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06Q30/018 , G06Q10/0637
摘要： 本发明提供了一种基于指数分布的产品可信度计算方法，包括：获取产品的现场试验数据样本和验前数据样本；两组数据样本均服从指数分布；根据指数分布概率密度函数，分别估计两组数据样本的指数分布参数；当两组数据样本的指数分布参数不相同时，两组指数分布概率密度函数曲线相交，计算得到两个概率密度曲线的交点；根据两个概率密度曲线的交点，分别计算从0至两个概率密度函数曲线交点的累积分布函数；根据两个概率密度函数的累积分布函数，得到产品的可信度。该方法不需要构造统计量，而是从概率密度函数的概念和数学意义入手计算可信度参数，该计算方法数学概念清楚，计算步骤明确，合理可行。(56)对比文件宫凤强;李夕兵;邓建.岩土力学参数概率分布的切比雪夫多项式推断.计算力学学报.2006,(第006期),全文.
-
公开(公告)号：CN116184813B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310490536.5
申请日：2023-05-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G05B11/42
摘要： 本申请涉及一种助推滑翔火箭姿态控制方法、装置、设备和存储介质，通过利用遗传算法在预设的范围内对姿态控制参数进行迭代求解，其中，采用火箭六自由度非线性动力学模型对每一次迭代得到的种群进行仿真得到实际姿态角仿真数据，再根据实际姿态角仿真数据以及指令姿态角数据计算目标函数，直至目标函数收敛于预设指标，则得到优化后的姿态控制参数，最后根据所述优化后的姿态控制参数对姿态控制器进行调整，并根据指令姿态角数据对助推滑翔火箭姿态进行控制。采用本方法能够简单快速的得到可靠有效的控制器参数，以实现对助推滑翔火箭飞行姿态的精准控制。
-
公开(公告)号：CN111811827B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202010689634.8
申请日：2020-07-17
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明提供了一种基于瑞利分布的产品性能一致性检验方法，包括以下步骤：获取多个产品的性能参数；从所述性能参数中选取两组测量数据样本，两组样本均服从瑞利分布；根据两组样本分别估计两组测量数据样本的瑞利分布参数；进而得到两组样本的瑞利分布概率密度函数曲线的交点；然后得到两组样本的瑞利分布概率密度函数与横坐标轴所围区域重叠部分的面积作为一致性度量；最后与给定的显著性水平或置信水平比较，确定两组样本在给定置信度水平下是否具有一致性。该一致性检验方法不依赖于充分统计量，而是从概率密度函数的概念和数学意义入手定义一致性度量，避免了构造充分统计量的困难。
-
公开(公告)号：CN112722264A
公开(公告)日：2021-04-30
申请号：CN202110038848.3
申请日：2021-01-12
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种尾坐式垂直起降无人机，包括机身、机翼组件；机翼组件包括三个旋翼，其中两个旋翼对称设在机身的尾部，第三个旋翼设在机身的尾部且位于另外两个旋翼对称面的位置；各旋翼的一端与机身相连，另一端设有电机舱，电机舱内设有电机，电机舱上设有与电机传动相连的螺旋桨；各旋翼上靠近电机舱一端的底部设有空气滑流舵，空气滑流舵沿旋翼的厚度方向具有转动的行程，旋翼内设有与空气滑流舵传动相连的舵机。其去掉复杂的桨叶变距装置和自动倾斜器，设计空气滑流舵，并利用螺旋桨滑流来控制机体姿态的稳定，降低了飞行器控制系统复杂度，减少了成本，同时在垂直起降状态下，减少机翼对螺旋桨气流产生的升力损失，提高动力输出的效率。
-
公开(公告)号：CN111854527B
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202010498000.4
申请日：2020-06-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： F41F3/04
摘要： 本发明公开了一种带动力教学火箭发射架，包括发射架基座，所述发射架基座前后两端分别安装有俯仰角调节支撑杆和导轨滑台托架，导轨滑台架设在所述俯仰角调节支撑杆和导轨滑台托架上，导轨滑台中间轴线上开设有供火箭前行的火箭滑动槽，在导轨滑台的尾端安装有将火箭向前推行的发射助推器。与传统的发射架相比，该发射架通过发射助推器提供了教学火箭飞行所需的动力，使得教学火箭的质量降低至少30％，其可内置的更多的仪器设备，降低火箭的设计成本和难度。由于使用了发射助推器，使得火箭取消了发动机，使得发射、存储及运输的过程也更加的安全，贴切的满足了试验所需的低成本且安全发射火箭的目的。
-
公开(公告)号：CN117891269A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202410294335.2
申请日：2024-03-14
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种飞行器时间协同中段导航控制方法，包括：建立描述多飞行器协同的二阶多智能体系统，并得到多智能体系统输入约束的上下界；基于有限时间一致性理论以及多智能体系统输入约束的上下界，得到多智能体系统分布式控制输入，并得到飞行器控制指令；基于飞行器控制指令得到附加舵偏指令，并联合附加舵偏指令与姿态稳定舵偏指令得到打舵增阻舵指令，从而在增加飞行器阻力的同时不影响飞行器的飞行控制。本发明应用于导航控制领域，通过将飞行器控制指令转换为附加舵偏指令，并联合态稳定舵偏指令得到打舵增阻舵指令，从而在不改变飞行器飞行高度的同时增加飞行器阻力，且不影响飞行器的飞行控制。
-
公开(公告)号：CN116850608A
公开(公告)日：2023-10-10
申请号：CN202310633539.X
申请日：2023-05-31
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： A63H27/127 , A63H33/20
摘要： 本申请涉及一种降落伞自动触发系统、模型火箭。包括释放组件及若干感风组件；各感风组件之间并联，并与释放组件电连接，以在感风组件附近风向改变时触发感风组件，并向释放组件发送开伞信号。同时，该降落伞自动触发系统可以应用于模型火箭上，利用模型火箭在最高点由于姿态变化而引起作用风力的变化，从而对感风组件进行导通，自动触发降落伞释放信号，完成开伞；实现在最高点把模型火箭实施回收，而且无需前期人为判定，提高了可靠性和简便性。
-
公开(公告)号：CN115265291A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202211066614.0
申请日：2022-09-01
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明涉及一种用于垂直自主回收的水火箭结构，包括：头锥部分，与所述头锥部分同轴连接的姿态控制部分，与所述姿态控制部分同轴连接的储水主体部分，与所述储水主体部分相连接的主喷管部分，控制单元，高度计；所述控制单元设置在所述头锥部分内部；所述高度计设置在所述储水主体部分的底部；所述头锥部分、所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有电气线路管道，且所述控制单元通过所述电气线路管道分别与所述姿态控制部分、所述主喷管部分和所述高度计相连接；所述姿态控制部分和所述主喷管部分之间连接有供水管道。本发明的水火箭安全可靠，且试验条件建设简便，测试数据可靠。
-
公开(公告)号：CN117891269B
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410294335.2
申请日：2024-03-14
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本发明公开了一种飞行器时间协同中段导航控制方法，包括：建立描述多飞行器协同的二阶多智能体系统，并得到多智能体系统输入约束的上下界；基于有限时间一致性理论以及多智能体系统输入约束的上下界，得到多智能体系统分布式控制输入，并得到飞行器控制指令；基于飞行器控制指令得到附加舵偏指令，并联合附加舵偏指令与姿态稳定舵偏指令得到打舵增阻舵指令，从而在增加飞行器阻力的同时不影响飞行器的飞行控制。本发明应用于导航控制领域，通过将飞行器控制指令转换为附加舵偏指令，并联合态稳定舵偏指令得到打舵增阻舵指令，从而在不改变飞行器飞行高度的同时增加飞行器阻力，且不影响飞行器的飞行控制。
-
公开(公告)号：CN112947124B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202110416385.X
申请日：2021-04-19
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本申请涉及火箭半实物仿真测试系统，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站。飞控计算机分别通信连接实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子和遥测电台，实时仿真机分别通信连接导航计算机和三轴转台，地面站通信连接遥测电台，导航计算机装设在三轴转台上，跟随三轴转台做牵连运动。实时仿真机用于控制三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，飞控计算机用于分别联动实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。通过将飞控计算机、导航计算机、舵机、黑匣子、地面站和遥测电台引入仿真回路中，实现了高效测试提升火箭控制系统可靠性目的。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
27 条记录 (耗时 0.032 秒)
