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901.
针对工作在高真空环境下的轨控发动机,数值模拟了其羽流红外特性。首先计算了考虑化学反应的轨控发动机喷管的内流场和外流场,得到了温度、压力、组分浓度等参数的分布。基于HITRAN 2008和HITEMP 2010数据库采用逐线积分法编程计算了气体光谱吸收系数。最后在此基础上用有限体积法建立的求解辐射传输方程的模型,计算得到羽流红外辐射强度在2~10μm范围内随波长变化的曲线。分析了羽流气体组分、波长、探测角度对羽流光谱辐射的影响,与同类文献中的计算结果进行了比较,结果表明:本文的计算模型和方法能较好地模拟轨控发动机羽流的红外辐射特性。 相似文献
902.
903.
为有效考核氢氧火箭发动机的在轨飞行状态,需要在地面环境模拟发动机的摇摆工作情况。水平试验台承担氢氧发动机地面摇摆试验时,涉及地面热防护、推力测量系统防护、摇摆测控系统指令实时循环发送与更新、测控系统远程控制等4项关键技术。围绕上述4个方面,对氢氧发动机地面摇摆试验技术展开研究。采用数值仿真计算、经验公式、流程图设计、硬件搭建、软件程序编制等多元化的手段,结合实际情况确定输入输出条件,推导出相关结论。试验验证结果证明:摇摆试验地面热防护、推力测量系统防护具有简单易行、防护效果良好的特点,具有较好的工程实用价值。该技术在国内尚属首次应用,已成功申报一项国防专利。 相似文献
904.
永磁无刷直流电机(Brushless DC Motor,以下简称BLDCM)的控制算法一般采用嵌入式软件编程的方法实现,其开发过程复杂,代码编写工作繁重,在电机控制器研制初期不利于提前进行控制算法的研究。基于Matlab/Simulink开发的dSPACE实时仿真平台,无需代码编写,实时性好,控制算法开发周期短,能够很好的用于BLDCM控制原理的理解和控制算法的仿真研究。通过BLDCM的在线实时仿真,介绍了基于dSPACE的半实物仿真技术,建立了基于BLDCM双闭环控制的仿真模型,利用ControlDesk软件进行了在线参数调试,实现了双闭环控制模型快速控制原型验证(RCP)。通过BLDCM的实时仿真,验证了BLDCM双闭环控制方法的正确性,实时仿真结果与理论分析一致性较好,电机转速控制稳态和动态性能较好,为BLDCM的控制算法提供研制依据,体现了Matlab/dSPACE仿真平台在控制器算法设计中的优越性。 相似文献
905.
以大数据、云计算等为代表的新一代信息技术正拉开中国航天数字化能力建设的崭新篇章,数据治理工作正处在勇开新局的关键时期。如何合理应用大数据存储、处理、分析、管理、流通与安全技术,构建航天大数据基础平台传输架构、存储架构及技术架构,保障数据治理规划与标准框架落地,沉淀航天数据资产,构建与航天型号研制体系特点相匹配的数据应用,是一个重要的命题。总结提炼了大数据的主要特征,全面梳理大数据技术体系,并面向不同数据处理场景,归纳适用的大数据技术手段,为航天数据治理的技术架构设计、技术选型等工作推进奠定坚实基础。 相似文献
906.
通过引入逻辑位置的概念,将宽带低轨卫星通信网的动态网络拓扑等效为多个静态拓扑的循环更替。针对静态网络的高效组播,提出部分网络编码算法。该算法只在有编码增益的节点处进行网络编码,其它节点直接路由转发。从等效的多个静态网络拓扑中提取连接关系不变的恒定网络拓扑,提出在恒定网络拓扑中采用部分网络编码实施组播。该方法能克服拓扑变化引起的路由和编码方案频繁变换问题,对应的吞吐量约为组播树路由的2倍,且优于多径路由,组播目的节点数越多,优势越明显。算法对于链路的失效具有较好的健壮性。研究成果对提高宽带低轨卫星通信网的组播吞吐量和健壮性具有一定的理论意义和实用价值。 相似文献
907.
908.
采用数值方法求解气动热环境,基于蒙特卡罗方法求解内部空腔辐射换热及有限元方法求解三维导热,建立了沿弹道求解导热/辐射耦合的热响应预测方法,计算并获得了沿给定飞行弹道条件下的考虑内部辐射和不考虑内部辐射时的某高超声速飞行器结构部件的热响应特性。研究表明,所发展的耦合计算方法具有较高的精度和较好的工程适用性;考虑内部辐射时,结构部件局部最高温度明显低于不考虑辐射时,最高相差400K以上,且温度分布趋于均匀,温度梯度减小。相关研究对高超声速飞行器防热结构设计与优化具有重要参考意义。 相似文献
909.
提出一种基于Lamb波结构损伤诊断技术的边界反射效应控制方法。首先利用结构几何形状的对称性,合理设计STMR阵列的布置形式和信号收发策略;然后通过将对称位置获得的传感信号相减,来消除边界反射效应对损伤诊断结果的影响,从而实现边界附近损伤和缺陷的准确识别检测。仿真分析结果表明:该方法不仅可提高结构损伤诊断的精度,有效克服目前基于Lamb波的结构损伤诊断技术存在检测盲区的缺陷,而且操作简单,不需要进行复杂的数值计算,因而在实际工程应用中具有更好的发展前景。 相似文献
910.
蓄电池发热量是航天器蓄电池热控设计的重要参数,其测试准确度直接影响热控设计状态和在轨工作温度。文章采用真空绝热量热法对蓄电池发热量测试系统进行了漏热分析,并给出了修正方法;以模拟蓄电池为研究对象,分析了蓄电池发热量测试误差,并提出了改善系统测量准确度的解决方案。结果表明,当放电时间大于1 h,航天器蓄电池发热功率在2~25 W范围内时,测试误差不超过6%,且发热功率越大误差越小;当发热功率大于10 W时,测试误差不超过3%,可以满足工程要求;对于发热功率较小(绝对值小于0.5 W)的小电流放电或充电,测试误差较大,但绝对值仍然较小,对实际工程影响不大。 相似文献