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TY-3探空火箭突起物气动加热计算 总被引:2,自引:0,他引:2
采用平面斜激波理论、锥形流动理论、普朗特-迈耶膨胀流动理论和有关气动加热的理论方法,对TY-3探空火箭的尾翼前缘、气流导流块两突起物处的气动加热情况进行计算,计算结果与飞行实验结果作了比较,证明所采取的防热设计是有效的。 相似文献
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从任务来源、方案制定和演变、关键技术、飞行试验和发射使用等方面论述了和平六号气象火箭、挺进一号和挺进一号甲等动力学取样火箭、挺进二号取样火箭、织女一号气象火箭、织女三号高空探测火箭等我国第三代探空火箭的发展历程。 相似文献
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在Windows开发环境中,利用标准C语言、虚拟现实和可视化仿真商业软件Vega和基于多边形的三维建模工具Multigen等软件,初步实现了数据驱动的某探空火箭视景仿真系统。 相似文献
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ZN—3探空火箭头罩分离的分析及弹射分离器的设计 总被引:2,自引:0,他引:2
本文应用结构动力学原理,对ZN-3探空火箭头罩铰链式分离及其分离机构进行研究,并用铝合金和玻璃钢两种头罩得出了地面试验的结果,从而获得一些有用的结论。 相似文献
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小推力推进系统起动过程的分析 总被引:4,自引:0,他引:4
本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型,并对此系统进行了数值计算。计算结果表明,在燃烧时滞较大时,该系统响应较慢,发动机参数的超调量较大,达到稳态所需的时间较长;轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时,姿控发动机受燃烧时滞的影响更大。减小燃烧时滞有利于提高发动机在起动过程的响应能力和稳定性。在起动阶段,高室压推进系统比低室压推进系统响应快,高室压轨控发动机的参数能较快地稳定下来,但其超调量较大;高室压姿控发动机虽然响应快,但其超调量大,达到稳态所需的时间长于低室压姿控发动机。本文所得结论为提高小推力推进系统在起动过程的响应能力提供了参考。 相似文献
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卫星总体优化设计研究 总被引:1,自引:1,他引:1
结合传统卫星总体设计思想和现代优化方法,对卫星总体优化设计的概念、研究内容进行了分析,并且提出了卫星总体优化设计流程,即:首先将用户提出的任务目标转化成任务要求,进而进行总体方案类型优选。然后在此基础上进行总体参数优化设计,最后形成满足用户任务目标和任务要求的最佳总体方案设计文件。 相似文献
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结合传统卫星总体设计和现代优化设计方法 ,提出卫星总体优化设计流程。首先明确任务目标和任务要求 ,然后用模糊多目标优选方法进行总体方案类型优选 ,最后确定了卫星总体参数优化设计的设计变量、约束条件和目标函数 ,并且建立起成本、性能、费效比、可靠性和多目标的优化模型。最后 ,对四个单目标优化和多目标优化的结果进行了比较 相似文献
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本文提出一种数字校正滤波器Z域最佳逼进设计算法,根据数字滤波器期望特性,在Z平面上直接优化设计滤波器参数,这种算法对任何形式的数字校正滤波器(递归式和非递归式)均是适用的。 相似文献
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国外地球同步卫星推进系统研制现状及改进 总被引:1,自引:1,他引:1
总结了国我二十多年里地球同步卫星推进系统的研制现状,重点分析和比较了改进后的几个主要推进系统的性能,并根据卫星推进的应用现状和发展趋势提出了我国卫星推进研究的几项建议。 相似文献