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391.
超低轨飞行器常工作在过渡流区中,过渡流区中气动特性多变,建模困难,目前缺少较好的快速气动力计算方法。在面元法的基础上,提出了设计迎风单元筛选算法与logistics-log桥函数,对连续流区与自由流区结果进行加权,实现超低轨卫星的气动力估算。在方法验证中,对圆柱与钝头双楔体在宽努森数(Kn)范围下的气动力进行测算,发现结果与直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)数据一致。对典型超低轨飞行器地球重力场和海洋环流探测卫星(GOCE)的气动力进行分析,发现GOCE随着姿态变化阻力变化明显,需要舵面或陀螺仪进行姿态控制;在不同高度下的阻力量级变化大,在超低轨运行时需要动力系统维持高度。 相似文献
392.
为了研究含硼推进剂固冲发动机补燃室结构对二次燃烧点火特性和稳态燃烧性能的影响,选择头部距离、补燃室长度和空气入射角度作为结构设计参数,设计了模块化固冲发动机地面试验装置。基于正交试验原理安排试验方案,并开展地面直连试验。试验结果的极差分析表明,结构因素对二次燃烧点火延迟时间影响由强到弱依次为补燃室长度>空气入射角度>头部距离,对二次燃烧效率影响由强到弱依次为头部距离>补燃室长度>空气入射角度。方差分析表明,补燃室结构因素对点火延迟影响不显著,头部距离对二次燃烧效率影响作用较显著,其他因素对燃烧效率影响作用有限。 相似文献
393.
作为高等教育主力军的高职高专教育,其教学质量直接关系到国民高等教育的质量和水平,并因其职业性的特点,在很大程度上决定了社会的生产发展速度。因此,探寻在现有教育资源的基础上如何保证高职高专教育的有效性,成为高职高专教育的长期发展的根本保证。 相似文献
394.
395.
396.
397.
为评估冷面绝热边界对试验结果的影响,在充分验证测控系统可控性和试验方法稳定性的基础上,分别以柔性隔热毡、刚性隔热瓦和纳米隔热材料为冷面绝热边界,对陶瓷纤维刚性隔热材料进行500℃、3 000s的石英灯热辐射考核试验,并利用迭代绝热边界当量热导率的方法对试验结果进行了模拟计算和分析。结果表明,以柔性隔热毡为冷面绝热边界时隔热材料的冷面温度最高,刚性隔热瓦和纳米隔热材料为冷面绝热边界时则冷面温度较低且相近,3者间最大相对偏差高达19.0%。模拟计算证实由冷面绝热边界材料引起的接触热阻对试验结果起到了决定性作用,而不简单地取决于绝热边界材料的隔热性能。 相似文献
398.
399.
月球是地球最重要的天然卫星,当前国际上正在迎来新一轮月球探索高潮,数十个机构和商业团队正在规划月球探索任务,并设想在未来实现航天员长期驻月,围绕月球的“太空竞赛”刚刚开始。月球GNSS(基于现有的地球GNSS以及新的环月卫星通信导航基础设施的月球卫星通信导航定位技术)是空间基准科研的基础,能够提供航天器着陆定位以及月面(及其覆盖空间)定位、导航与授时等服务,同时可以将月球作为试验场,将导航工具包扩展到更远的目的地(如火星)。对欧美近期发布的月球GNSS规划进行了整理归纳,其中包括美国月球GNSS接收机实验(LuGRE)计划和欧洲月光(MoonLight)计划,以及美国中远期月球通信中继和导航系统(LCRNS)计划,这些计划可以为我国开展月球GNSS规划提供参考。 相似文献
400.
以自由涡轮式涡轴发动机为研究对象,建立了涡轴发动机的稳态性能仿真模型,提出了基于天牛须算法和N+1点残量法的求解发动机模型的混合算法(BAS-N+1混合算法),利用发动机台架试车数据对仿真计算结果进行了验证。结果表明,该稳态性能仿真模型各参数的求解误差在3%以内。与PSO-N+1混合算法相比,BASN+1混合算法求解精度更高,收敛更快。BAS-N+1混合算法既保留了智能算法对初猜值误差的包容性,也拥有接近经典迭代算法的收敛速度和精度,能够实现涡轴发动机稳态仿真模型的高精度大范围快速收敛。 相似文献