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501.
进行火工品输出动态多参数测试对于产品设计与作用机理研究具有重要意义。在收集和分析国内外各类火工品的输出参数类型和信号特征基础上,提出将压力、推力、速度、位移、加速度、温度等不同参数的测量用一套动态分析系统实现的设想,讨论了测量系统各组成模块的选择方法,为火工品输出测试系统建立可增添新的设计理念。  相似文献   
502.
Cluster的观测区包括太阳风与磁层相互作用的关键区域.本文将Tsyganenko经验模式T96,T01及Alexeev抛物面模式A2000的模拟结果与Cluster的磁场资料进行了详细对比,研究了两种模式对于近地点分别位于日侧及夜侧磁层的不同Cluster轨道上磁场的模拟性能.结果表明: (1)Cluster近地点附近轨道上的磁场主要受Birkland电流影响,T96,T01能很好地估计电流系位置,但对其强度模拟有所偏差,由于A2000不包含Ⅱ区场向电流,因此模拟不出近地点附近的磁场扰动; (2)对于0>Dst>-100 nT情况,T96与T01性能相当,但由于缺少部分环电流,T96对于日侧昏线附近的磁场模拟偏差大; (3)T96与T01对夜侧近地点轨道上磁场模拟的均方根相对误差为40%左右,受极尖区电流影响,日侧时误差上升到50%,而A2000均方根相对误差明显偏大,均为58%左右.   相似文献   
503.
二茂铁(Fc)及其衍生物是AP/HTPB固体复合推进剂的有效燃速催化剂,但在推进剂中的迁移始终是其应用的最大障碍。将二茂铁通过缩合反应接枝到介孔材料SBA-15的表面,制备了一种低迁移催化剂Fc-SBA-15。X射线衍射和N2吸附-脱附实验表明,Fc均匀致密地固定在了SBA-15的内外表面,Fc的负载没有对SBA-15的介孔结构造成破坏。改进的迁移性实验表明,制备的Fc-SBA-15复合材料是一种低迁移的催化剂。Fc-SBA-15对AP的热分解与AP/HTPB推进剂的燃烧具有较好的催化效果,添加2%的Fc-SBA-15使AP的高温热分解峰温度降低64℃,使AP/HTPB固体复合推进剂的燃速提高43%,压强指数下降30%。  相似文献   
504.
不完全数据最佳线性无偏估计方法   总被引:6,自引:5,他引:1  
针对工程上存在大量不完全数据的情况,本文建立了不完全数据秩统计量的联合概率密度函数,给出不完全数据顺序统计量的均值、方差和协方差计算公式,提出不完全数据最佳线性无偏估计方法,并对正态分布、Weibull分布等位置-尺度分布进行了详细讨论。该方法能够充分开发利用试验数据中的不完全信息,从而提高不完全数据统计分析的精度。   相似文献   
505.
预混湍流燃烧的level-set小火焰库方法研究   总被引:1,自引:1,他引:0  
针对燃气涡轮发动机中贫燃预混预蒸发燃烧室,考虑详细化学反应机理,结合Level-set方法与小火焰模型模拟预混火焰,计算了甲烷/空气贫燃预混燃烧的火焰面的位置,并比较了在贫燃条件下各当量比的NO排放值,计算与实验结果吻合较好。   相似文献   
506.
非接触测温在空间环境模拟试验中的应用研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
文章指出了空间环境模拟试验中采用接触式测温的不足,分析了在大型空间模拟设备中采用红外设备进行非接触温度测量的优点和必要性.  相似文献   
507.
文章介绍了一个全新的中小型环境模拟试验设备的设计思路,以及如何在中小型设备上实现测量监控系统的现代化.  相似文献   
508.
多因子异方差分析   总被引:11,自引:4,他引:7  
提出一种多因子异方差分析方法,在变异系数相同的条件下,详细讨论了单因子、双因子以及多因子异方差分析。该方法可以对多个正态母体是否具有某种不同的均值进行检验和估计。并且通过少量试验,对仿真和数字化设计结果进行检验,分析各个因素(因子)对仿真和数字化设计结果的影响,以确定哪些因素已被正确仿真,而哪些因素尚未被正确模拟,从而指导仿真软件的编制。此外,该方法还可以根据试验数据对仿真和数字化设计结果进行修正。   相似文献   
509.
斜喷管燃气射流气动干扰数值模拟   总被引:1,自引:1,他引:1  
傅德彬  姜毅  张杰 《宇航学报》2004,25(2):131-134
导弹飞行时,由发动机喷出的高温高速燃气射流对周围的空气流场产生强烈的扰动作用,从而影响导弹的空气动力特性,但由于燃气射流的存在,采用实验方法对燃气射流气动干扰进行估计有很大难度。本文采用三维流场数值模拟方法,模拟导弹弹体中部斜喷管燃气射流和空气耦合流场,对斜置喷管燃气射流空气动力干扰进行了研究。结果表明:斜置喷管燃气射流的存在,使导弹气动力的阻力增大,升力降低。  相似文献   
510.
某导弹易碎盖的开启过程   总被引:4,自引:0,他引:4  
针对以往工程应用中认为导弹燃气易碎盖前盖由燃气直接冲破或导弹头部撞击破裂的情况,利用计算流体力学和试验方法对某导弹燃气易碎盖开盖过程进行了深入研究。结果表明,某导弹采用易碎前后盖技术,后易碎盖靠发动机喷管燃气冲开,前易碎盖靠发射时产生的扰动波打开;通过合理配置发射筒前后易碎盖开盖条件,能可靠保证发射筒盖的正常开启。  相似文献   
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