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1.
在极端环境条件下,受温度、压力、速度等因素影响,具有柔性和大变形特征的航空航天装备极易发生故障,因此研发相应的大变形柔性传感器以对其服役状态下的应变、曲率、气动外形等参数进行实时监测面临巨大的挑战。文章面向具有柔性和大变形特征的航天回收降落伞,设计了大变形柔性应变传感器(简称大应变传感器),研究结果表明该大应变传感器在高达35%的应变范围内保持了优异的线性度(拟合优度>0.999)。文章还进一步探索传感器在降落伞的伞衣、伞绳、径向带等部位的集成方案并进行系统性测试,通过航天降落伞地面高塔投放试验和风洞试验的示范应用,有效地获得降落伞的变形状态信息,这对降落伞的结构设计优化与实时控制具有重要意义。  相似文献   
2.
大型弹体发射速度测量方法的研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
大弹体的发射速度是各种弹体飞行控制中的重要参数。由于弹体尺寸大、发射时间短等原因,因而对发射速度的快速实时测量难于保证精度。本文提出一种“双测头光电反射式速度测量系统”,它采用“双路平衡式光电传感系统”接收信号,可实现各种大型物体(如导弹、火箭)的发射速度测试,在0-50m/s内,其相对误差小于1%,且安装调工方便,方法具有实用价值。  相似文献   
3.
反舰导弹武器系统作战效能分析   总被引:2,自引:3,他引:2  
运用美国工业武器系统效能咨询委员会评估武器系统效能的方法,针对反舰导弹武器系统的特点,提出了反舰导弹武器系统作战模型,并介绍了某舰舰导弹的作战效能的数学模型,对某型舰舰导弹武器系统的作战效能进行了分析计算。  相似文献   
4.
作为主要财富的集结区、战争潜力的潜藏区、国家安全重要的战略地带,城市已成为现代战争的主要战场。通过分析传统机载光电侦察系统在城市反恐中的局限性,阐述了多用户多视窗机载光电侦察系统在城市应用中的前景,并通过对多视窗多用户机载光电侦察设备工作原理的分析,特别是对其中的多用户多视窗技术原理的分析,提出了一种可行的、多用户多视窗光电侦察系统研制方案,为类似产品的研制和应用提供了参考。同时结合当前的人工智能技术,分析了图像自动识别技术在其中应用的可行性,以便在海量信息中筛选出威胁目标并进行实时跟踪,大大提高了侦察监视的效率。  相似文献   
5.
本文通过对日本航空公司的波音747SR-46飞机(JA8119)在1985年8月12日发生的空中尾部解体坠毁事故与台湾中华航空公司的波音747--209B(B--18255)在2002年5月25日发生的空中尾部解体坠毁事故的对比,找出两起事故发生的原因及其共同点,给出了改善当前民用飞机的重要承力部件整修以及追踪监控的建议和充分平衡飞机飞行时数、起落次数的机队运用管理模式的建议,对于避免以后发生该类严重事故,减少安全隐患,提高航空公司的经济效益具有一定的参考价值。  相似文献   
6.
“三化”在武器装备发展中的应用   总被引:2,自引:1,他引:1  
从“三化”的概念与方法、工作内涵与工作模式等方面对武器装备开展“三化”研究进行了阐述,指出“三化”是发展武器装备基本型的基础,并分析开展“三化”研究在武器装备发展中的作用与意义。  相似文献   
7.
FFT处理器的FPGA设计   总被引:9,自引:0,他引:9  
在雷达信号处理中,FFT占有很重要的位置,其运算时间影响整个系统的性能。传统的实现方法速度很慢,难以满足雷达信号处理的实时性要求。针对这一现状,本文研究FFT算法的VHDL程序设计方法;讨论新一代大容量、高速FPGA实现FFT处理中的若干问题;时序分析结果与matlab计算结果相一致,验证了程序的正确性。利用FPGA实现FFT处理,运算速度非常快,可以满足需要高速处理的应用场合。  相似文献   
8.
概述开展武器型号研制"三化"的作用与意义,明确武器型号研制各阶段的标准化主要任务,探讨如何在武器型号研制中有效地推行"三化"设计,并分析提高武器保障设备与设施"三化"水平的几项需求。  相似文献   
9.
高精度温控阀测控方法的研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
温控阀是航天飞行器中的一个重要组成部件 ,由于其过程具有明显的滞后和阻尼 ,因此在控制过程中极易产生超调和振荡 ,控制精度难以保证。本文提出一种高精度温控阀测控方法 ,它采用集散控制技术和 Fuzzy-PID复合控制算法 ,通过对温控阀的开度进行闭环控制 ,实现了混合点温度的稳态控制和扰动抑制 ,控制精度优于± 1℃。该方法已成功地应用于我国载人飞船温控系统零部件性能测试设备中 ,满足了航天飞行器的测控要求  相似文献   
10.
为了研究超燃冲压发动机总体性能一维计算方法,采用一种新的热力喉道计算方法,由燃烧室出口开始沿上游依次进行声速截面假设,利用流量方程、能量方程及总静压方程计算出该截面所有一维参数,再利用解析方法,计算该假设截面的临界燃烧效率梯度,并由此给出热力喉道判断条件,求出热力喉道的位置。用该方法分别对马赫数3.5~6飞行条件下的发动机模型进行了计算,并与传统方法的计算结果进行对比,结果表明:该方法能够快速计算热力学喉道,具有良好的可行性,与传统方法之间的误差均在6%以内。  相似文献   
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