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81.
在空间目标碰撞预警分析中,准确地计算出空间目标的轨道面交线是进行地心距筛选、时间差筛选的前提,目前较多使用的快速确定轨道面交线的方法为简单二体引力模型。深入分析该模型,比较了其计算的空间目标轨道面交线与STK计算结果的差异,指出了简单二体引力模型在计算空间目标轨道面交线时的局限性,认为轨道摄动是影响轨道面交线计算准确性的主要原因,应该采用更能反映空间目标实际运动规律的改进的二体引力模型的方法。 相似文献
82.
甘肃公司从1986年9月引进第一架BAel46型飞机以来,英国DOWTY公司对该型飞机的襟翼计算机进行了三次改进,即由当时的P/N676801005型改为现在使用的P/N676801007型。从近两年的使用来看,后者较前者性能稳定,工作可靠。但是B-2720号飞机却发生了两次襟翼卡阻的严重故障,究其原因均是襟翼计算机故障所致。一、故障现象及排除 (1)3月19日,B-2720号飞机在兰州中川机场作正常经停后,继续飞航班。该机从嘉峪关机场起飞后不久,机组发现驾驶舱顶板“操纵和飞行警告”断路器板上的C_9~#FLAP CTRL 相似文献
83.
本文推导出捷联导引头制导系统五维动态方程和二维测量方程。在设计导引律时,采用了“瞬态导引法”。同时,提出了有限萍记忆自适应卡尔曼滤波的算法,并将该算法用于制导系统的滤波方案设计,通过蒙特卡罗实验,验证了本文所提出的制导方案是可行的。 相似文献
84.
主要针对以差压变送器为核心的动态差压检测系统的特点,应用流体网络分析方法,提出了动态差压检测系统中的共模误差问题。理论分析和仿真计算结果表明:共模误差与检测系统两侧引压管路的不一致性直接相关,为了获得动态差压信号的准确检测,必须对动态差压检测系统的共模误差予以抑制。 相似文献
85.
提出一种不需要拆卸被校正千分尺的任何一个零件的压、离线校正夹具的设计方案,并通过将螺旋融的角位移转分为微分筒的直线位移,解决了千分尺压,离线的校正。 相似文献
86.
为确保二元翼型实验的精确度,一般都用测压的方法测量翼型的气动特性,即测量翼型表面的压力分布以确定翼型的升力和力矩特性,测量尾迹区的总压分布确定翼型的阻力特性。本文就如何处理尾迹区的测压数据来确保阻力测量的精确度及如何测出大迎角的阻力特性进行了一些探讨。 相似文献
87.
Gurney襟翼的单段翼型动态气动特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
在西北工业大学NF-3风洞中对OA212MK旋翼翼型加装Gurney襟翼进行了静、动态的测压实验。研究了不同高度的Gurney襟翼在翼型后缘有、无平板(TAB)状态时的增升效果。实验结果表明,高度为0.010c的Gurney襟翼使OA212MK旋翼翼型的最大静态和动态升力系数分别增加了22%和16%,而使OA212MK+TAB的最大静态和动态升力系数分别增加了19%和5%。 相似文献
88.
文本采用由壁面的切线和法线构成的正交曲线坐标推导出了纵向大曲率壁面的附面层方程.它适于轴对称和平面的,内和外流的可压缩湍流和层流附面层.作者从附面层方程出发,发展了内区涡动粘性系数和内区涡动热传导系数的表达式.此表达式本身已考虑了曲率的影响,不需要对它另作曲率修正.本方法针对火箭发动机模型,取不同的喷管收敛段曲率半径进行计算.此无因次曲率半径等于1.7时的喉部区峰值热流要比无因次曲率半径等于10时峰值热流高13%.此外在同样的壁型面和同样的压力分布下,考虑曲率和不考虑曲率的计算结果差别明显,喉部热流差别达9.8%. 相似文献
89.
90.
本文对适用于超音速冲压发动机的一种双室双级式喷咀作了研究。根据所设计的十六种尺寸的喷咀试验分析,得出了喷咀初步设计的简要计算方法和公式,并指出了进一步改进喷咀性能的意见。 相似文献