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211.
天文观测卫星普遍采用动中探测模式开展空间探测任务。为了实现动中探测姿态机动模式的地面有效验证,设计了整星机动集成测试方案。设计惯性空间基准的地面动力学仿真,满足惯性空间扫描仿真;设计整星各分系统间高精度时间统一系统,为整星机动测试提供统一基准;基于STK与Matlab接口模块,设计基于实时遥测数据的可视化判读系统,可提高测试判读实时性与准确度。整星测试结果表明,该方案有效验证了动中探测任务中姿态机动功能的正确性和指标符合情况,为开展整星地面测试和在轨应用提供了参考。 相似文献
212.
213.
Minghui ZHANG Zhenli CHEN Zhaoguang TAN Wenting GU Dong LI Changsheng YUAN Binqian ZHANG 《中国航空学报》2019,32(8):1847-1859
Blended-Wing-Body(BWB) configuration, as an innovative transport concept, has become a worldwide research focus in the field of civil transports development. Relative to the conventional Tube-And-Wing(TAW) configuration, the BWB shows integrated benefits and serves as a most promising candidate for future ‘‘green aviation". The objective of the present work is to figure out the effects of the stability margin and Thrust Specific Fuel Consumption(TSFC) on the BWB design in the framework of Multi-Disciplinary Optimization(MDO). A physically-based platform was promoted to study the effect static stability margin and engine technology level. Low-order physically based models are applied to the evaluation of the weight and the aerodynamic performance. The modules and methods are illustrated in detail, and the validation of the methods shows feasibility and confidence for the conceptual design of BWB aircrafts. In order to find out the relation between planform changes and the selection of stability and engine technology level, two sets of optimizations are conducted separately. The study proves that these two factors have dominant effects towards the optimized BWB designs in both aerodynamic shapes, weight distribution, which needs to be considered during the MDO design process. A balance diagram analysis is applied to find out a reasonable static stability margin range. It can be concluded that a recommended stability margin of a practical BWB commercial aircraft can be half of that of a conventional TAW design. 相似文献
214.
低速风洞数据采集与处理系统 总被引:1,自引:0,他引:1
对低速风洞数据采集与处理系统作了综合介绍,该系统以先进的电子扫描压力测量仪器为主体,高性能微机为系统控制处理机,配制高精度模拟量采集部件和前置通道放大器,灵活实用的软件,系统具有同时进行测力测压试验的能力。该系统提供压力联机校正,模拟量通道标准信号校正功能,整个系统的设计包括了许多先进的仪器概念如:电子扫描测压,模拟量信号调理等。该系统具有采集速度快,高稳定性,软硬件功能齐全,实时数据处理,快速提 相似文献
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216.
为了缩短脉冲爆震燃烧室轴向长度,开展了气液两相U型脉冲爆震燃烧室(U-PDC)点火起爆特性试验研究。试验时采用火花塞点火和热射流点火,且点火能量可调。研究结果表明,两种点火方式均可实现U-PDC工作频率10~30Hz稳定工作,且DDT时间随工作频率提高而缩短,在5~11ms之间。此外,实现U-PDC稳定工作时,热射流所需的点火能量为0.05J较火花塞点火能量1J更低,并且热射流点火DDT距离更短,约718mm,起爆位置距来流入口的轴向距离约280mm,缩短了起爆所需的轴向长度,有利于工程应用。但是,进一步提高热射流点火能量,其DDT距离无明显变化。 相似文献
217.
为了研究飞行攻角对高超声速双模块内转式进气道流动的影响,本文通过试验和仿真方法,获得了0°,4°和6°攻角条件下进气道模块内的流动结构。结果表明:在本文研究的攻角范围内,进气道均可起动,进气道压缩面侧的压力变化体现了基准流场的流动特性。在耦合作用下进气道模块间压缩面诱导的激波形态沿流向由弓形逐渐发展为钟形,并且在外压缩激波的扫掠影响下进气道的三个角区出现了强度不同的旋涡结构。进气道压缩面侧的角区旋涡随着攻角的增加而逐渐增强,而进气道出口截面上低能流区域随着攻角的增加而逐渐减小。低能流区域内的二次旋涡呈现不同的变化趋势,位于上半截面的旋涡随着攻角的增加其逐渐向上移动,而位于下半截面的旋涡位置基本保持不变。 相似文献
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以某大型民用飞机为例,对设计点方法、参数分析与选择法、单值包线法以及组合包线法等四种飞行载荷筛选方法进行了分析说明,载荷筛选方法对飞行载荷设计有极其重要的意义,并在目前飞机型号设计中得到广泛的应用。 相似文献
220.