航天器姿态敏感器的太阳干扰范围计算方法

在轨航天器姿态敏感器数据发生跳变是由于故障原因还是受太阳干扰影响,通常需要在收到遥测数据后方能确定,存在不直观、不及时等问题。为此,提出了一种简单直观的航天器姿态敏感器受太阳干扰范围的计算方法,该方法仅依赖于太阳高度角和方位角两个变量,由于这两个变量仅与航天器轨道和太阳方位有关,具有特定的变化规律,因此可对姿态敏感器受太阳干扰的范围进行预先估算。该方法可为在轨航天器姿态敏感器数据变化和故障分析提供手段,也可为航天器姿态控制系统的设计、姿态敏感器的配置与安装提供帮助。对于某些敏感器来说,还可以进一步验证其在轨对阳光的抑制能力。仿真验证了该方法的正确性。     

基于PSP实验技术的双射流气膜冷却 特性研究

基于压力敏感漆(PSP)实验技术研究了具有双射流、圆孔和扇形孔的气膜冷却系统在主流湍流度为6%,吹风比分别为0.5,0.8,1.0,1.2和1.5时的冷却特性.圆孔平均气膜冷却效率在吹风比为0.8到1.5范围内逐渐降低;而双射流和扇形孔在整个实验范围内随吹风比的增大而升高,这表明双射流很好地抑制了射流与壁面的吹离.在同等条件下,双射流气膜冷却效率优于圆孔,而低于扇形孔.实验条件下的数值模拟结果清楚地表明了圆孔、双射流和扇形孔分别形成的肾形涡系、反肾形涡系和弱肾形涡系是形成各自气膜冷却特性的主要因素.      

涡轮叶片内部冷却通道传热和压力 分布特性的实验

针对带45°肋片圆形弯头U型通道进行了传热和压力分布特性的实验研究.实验中进口雷诺数变化范围在30000~55000之间.研究表明,肋片引起的横向二次流在弯头前区域是强化传热的主要因素.不同雷诺数下传热分布和压力分布的趋势完全一致,但弯头区后半段上传热分布有所差异.通道中的最大压降出现在弯头区,进口雷诺数越大,弯头损失系数和总损失系数都有所减小.流体在圆形弯头中,加速效果没有矩形弯头强烈,弯头区和弯头后的传热较矩形弯头都有较大幅度地减小.      

对跑道侵入的分析和建议

引言据统计,空中交通管理中68%的事故发生在地面阶段。2003至2006财政年度,在美国NAS内的500多家机场共计发生了1306次跑道侵入事件,其中有4次导致了发生相撞事故。虽然这4起事故没     

精密薄片另件的冲截加工实例

在生产中我们曾遇到如图1所示的另件,其特点是:材料薄(厚度仅为0.06毫米的中硬纯镍带)、槽缝窄、槽距密、其尺寸和位置精度要求高。由于纯镍带的抗蚀性较强,给通常     

关于测微准直望远镜等光学仪器瞄准误差的探讨

在使用光学仪器时,普遍存在一个问题,就是测微准直望远镜、工具经纬仪、精密水准仪、经纬仪等目视光学仪器存在瞄准误差。因而往往出现同一个人重复瞄准同一个目标,不同人瞄准同一目标,所获得的测量结果不一致。造成检验员与操作工人之间的矛盾,甚至怀疑光学仪器的安装准确度。     

微机电系统传感器在航空领域的应用

微机电系统传感器将逐渐替代传统的传感器,广泛应用于飞行器导航、大气数据测量、发动机参数检测等方面,成为提高飞行器智能化和可靠性水平的关键。     

无人直升机地面站系统组件化分布式设计与实现

无人直升机地面站开发是一个复杂的软件设计过程,提高其开发效率的关键在于有效地解决系统结构耦合和模块间实时通信问题。本文在CORBA事件服务机制和TAO实时通信服务品质的基础上,设计了用于Windows平台的事件提供者COM组件和事件消费者COM组件,实现了分布式无人直升机地面站系统组成组件对象间的解耦和实时数据通信。以事件提供者和消费者COM组件为分布式通信基础,以COM组件模型为实现手段,地面站各功能模块得以快速建立和调试。最终,分布式无人直升机地面站系统通过组件包容得以集成,系统的修改和升级也较以往更方便,说明了本文提出的将COM和CORBA相结合的组件化设计模式在构造复杂分布式实时应用系统方面具有明显的优势。     

航空发动机滑动局部线性模型及控制

为了提高航空发动机的控制性能和控制系统的可靠性,提出一种基于粒子群算法的航空发动机局部小区域自适应滑动的线性模型建立方法和双闭环自适应PI控制方法。在辨识区间内,以发动机转子转速为状态变量,采用在线实测数据和粒子群算法的参数估计方法,使模型辨识参数按照设定区间大小自适应跟踪滑动,从而保证线性模型能够精确逼近发动机的非线性动态。通过分析发动机燃油调节器的工作特性,建立了燃油调节器计量活门和电液伺服阀的传递函数,并根据所构建的模型,设计了航空发动机转子转速和燃油流量双闭环自适应PI控制系统以实现对航空发动机的精确控制。结果表明：利用局部滑动自适应辨识计算机得到的数据与发动机稳态、动态试验数据相吻合,且双闭环仿真控制性能满足航空发动机工作性能要求,表明所提出的航空发动机局部线性建模方法和自适应PI控制器参数算法对提高发动机的控制性能是有效的。     

离子电推进系统电源处理单元的数字化设计

为了降低航天器的质量，提高使用寿命，满足商业航天小卫星电推进系统需求，概述了电源处理单元(power processing unit, PPU)数字化设计的需求及屏栅电源设计方案，针对电源处理单元的高精度、高稳定性、快速响应的要求，采用BUCK方案和全桥电路设计屏栅电源。以STM32微控制器为核心设计数字化加热电源和屏栅电源，实现卫星平台/地检设备的数据采集遥测，电源输出电压参数的改变。实验结果表明：三个数字化电源的控制精度均小于3%,数字化控制的电源处理单元具有灵活调整的特点，能够有效减少控制板体积。