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641.
分析了三代战斗机以来座舱人机界面的特点及技术发展趋势,针对拖靶领航员对遥测信息的显示需求,设计优化了人机界面,研究开发了各参数显示控件实现了虚拟仪表显示,通过嵌入MapInfo数字地图实现了绘制航迹,对遥测信息实现了图形化参数显示,应用Vc++和OpenGL混合编程完成了基于平显和多功能显示器人机界面风格的遥测显示软件设计,并分别通过仿真和与实际设备联试进行了验证。 相似文献
642.
针对大尺寸炭纤维增强复合材料(CFRP)固体火箭发动机壳体的制备要求,研制了一种具 有良好粘度-温度及粘度-时间特性的炭纤维复合材料湿法缠绕成型树脂配方A。采用差示 扫描量热法(DSC)、傅立叶红外光谱(FT-IR)等分析技术对树脂基体的固化反应进行了系 统地研究,并测试了配方的粘度、力学性能及容器爆破强度。结果表明,该树脂配方A的反应 表观活化能为41.71 kJ/moL,室温下粘度低(≤0.5390 Pa·s),适用期较长 (>48 h ) ,不仅完全满足大尺寸CFRP固体火箭发动机壳体的湿法缠绕成型工艺要求,而且其树脂基体 及其炭纤维复合材料表现出优良的力学性能。炭纤维复合材料界面粘接良好,缠绕的
Φ150 mm容器的PV/W均大于48 km,纤维强度转化率达到89.0%以上。
相似文献
Φ150 mm容器的PV/W均大于48 km,纤维强度转化率达到89.0%以上。
相似文献
643.
采用传统陶瓷常压烧结工艺,制备了BiFeO3掺杂0.95K0.5Na0.5NbO3-0.05LiSbO3(0.95KNN-0.05LS)无铅压电陶瓷,研究了该陶瓷的相转变、热滞与退极化性能。未掺杂和掺杂0.4mol%BiFeO3的0.95KNN-0.05LS陶瓷在室温下分别为正交相结构和正交相与四方相共存结构。掺杂后的陶瓷样品具有明显的热滞现象,热滞的温区约为300~380℃,对应陶瓷四方相与立方相共存的温区。所有陶瓷样品的平面机电耦合系数kp随温度的升高均减小,在300℃以下均有kp≥0.30。掺杂与未掺杂的KNN-LS陶瓷的退极化温度分别为360℃和370℃。 相似文献
644.
卫星测控站站点设置的基本原理分析与探讨 总被引:2,自引:0,他引:2
张克明 《西安航空技术高等专科学校学报》2010,28(1)
针对卫星发射和运行过程中,如何设置测控站以实现全程跟踪的问题进行了分析。对所有测控站与卫星运行轨道共面的情况进行研究,采用相邻站点测控区域相切的思想,获得了对卫星全程跟踪所需最少测控站数目的函数关系式。针对卫星高度为300、1000、2000km三种情况分别进行求解,结果需要设置的最少测控站数目依次为13、7、5。 相似文献
645.
646.
647.
648.
主要建立了全机和支柱式起落架缓冲支柱的数值模型,并进行了着陆和滑跑仿真计算。建模主要考虑了缓冲支柱的初始压力、初始容积、油孔面积、活塞面积、缓冲支柱行程等参数。同时给出了飞机在对称着陆和滑跑时的运动学公式,推导了缓冲支柱和轮胎垂直力的计算公式。建立了数值模型并进行着陆和不同跑道的滑跑仿真计算,这对飞机设计和指导起落架试验具有一定工程实用价值。 相似文献
649.
650.
给出了一种适用于中、远程自主交会的改进制导算法。建立了交会两飞行器的相 对运动动力学模型;给出了可用于获取主、被动飞行器在惯性空间信息的轨道预报算法,并 且本预报算法是基于轨道要素描述的,同时考虑了J2项引力摄动,具有较高精度 。最后建立了用于优化制导指令速度的优化算法,和优化制导时间的燃料最优目标函数,优 化后的指令速度可使主动飞行器更精确地到达预定交会点。给出的数值仿真算例显示, 对于中、远程交会任务,单纯的C\|W制导算法所带来的终端误差较大,而改进的交会制导 算法可以十分明显地提高远程自主交会的制导精度。 相似文献