开启方式对短舱泄压门性能特性影响

对不同开启方式下短舱泄压门性能特性进行了数值模拟,并根据NACA TN4007报告中的试验数据验证了数值计算的正确性,在此基础上,研究了在不同马赫数(Ma=0.5,0.7,0.9)和不同压力比(Rp=1.2,1.4,1.6)下开启方式对泄压门排放性能和受力特性的影响。计算结果表明:在一定马赫数下,泄压门排放系数随压力比的增加而增加;而在一定压力比下,泄压门排放系数随马赫数的升高而减小;在开启方式2下泄压门排放系数略优于开启方式1下,由于开启方式1下泄压门平行于来流,因此开启方式1下泄压门推力系数远小于开启方式2下,而泄压门力矩系数高于开启方式2下,约为开启方式2下的2倍。      

基于接收机钟差的GPS完好性自主检测算法

传统的基于最小二乘法和奇偶矢量的接收机自主完好性检测（Receiver Autonomous Integrity Monitoring, RAIM）算法均是利用冗余观测量进行一致性检验实现的,其检测统计量均由伪距残差构造得到。本文采用接收机钟差作为RAIM算法的判据,基本思想是根据钟差历史解算值建立接收机钟差二次多项式模型,从而得到当前时刻的钟差预测值。同时解算当前时刻的钟差值,将这两者之差与钟差门限值进行比较来判断系统当前时刻是否存在故障。本文首先分析了伪距偏移量对接收机钟差的影响,然后给出确定钟差门限值的方法。结合用户解算位置和接收机钟差利用子集比较法实现了故障识别的功能。因本文给出的故障检测算法不是基于冗余观测量的,故该方法在四颗可见星下就可进行故障检测,与传统的RAIM算法相比降低了RAIM算法对可见星个数的要求,该点在实验部分进行了仿真验证。另外还对可用星多于四颗的基于接收机钟差的RAIM算法进行了故障检测和故障识别部分的仿真,验证了本文方法的可行性。
     

特殊环境下的虚拟现实训练：太空飞行中航天运动病和空间失定向的潜在对抗措施

人类依靠许多感官机制确定体位和维持平衡，包括视觉、听觉、本体感受、触觉提示和前庭输入。获得的信息可以用于帮助保持姿势、平衡和视觉稳定性。在正常的地球重力环境下，借助前庭系统提供的主导平衡感，一般认为在这些情况下的信号都是一致的。更确切地说，这个系统向大脑提供关于空间方向和加速度的反馈，而且高度地依赖于重力。当经历太空飞行期间，     

锁座模锻件锻造问题的分析

对模具设计、生产到模锻件棒料的选取、成型过程等做了大量分析和有效试验。进一步完善了模具设计,避免了双R和局部未充满现象的产生,使产品完全满足了设计图纸的要求,满足了机加工对毛坯锻件的质量要求。     

利用格雷互补序列降低多载波CDMA信号的峰平比

多载波CDMA信号峰平比比较高,影响到功放的功率效率,这已经成为限制多载波CDMA技术应用的一个关键因素。本文分析表明,多载波CDMA信号的峰平比与编码序列频谱幅度特性有关,采用格雷互补序列(Golay complementary sequences))能有效降低信号的峰平比。数值分析和仿真结果表明,对于任意长度格雷互补序列的多载波信号,其峰平比上限为6dB,并且峰平比随序列长度的变化波动很小。而长度为15,31,63的m序列多栽波信号的峰平比分别为9．47,12和15．06dB,并随序列长度的增加而增加。格雷互补序列多载波信号的峰平比性能明显优于m序列。     

信号完整性在电磁兼容测试中的应用

传输环境的阻抗不匹配可导致传输信号反射,降低信号的传输质量,引起信号完整性问题。为此,通过电磁兼容测试实例来分析信号完整性在电磁兼容测试中的重要性,提出新的测试方法。     

波音787维护笔记本的试运行保障

<正>在信息技术迅速发展的大背景下,机务维护与IT信息技术的结合越来越紧密,新一代飞机本身就有一套完整的IT信息系统,维修企业MRO的IT信息管理部也将更多地参与到这些设备的维护工作。怎样才能管好这类特殊的IT设备,并保障其安全稳定运维,是大家普遍关注的问题。我们尝试运用质量管理理念,开展B787维护笔记本(ML)的运维保障工作,并总结在该项目推进过程中遇到和解决的问题,希望能为同行提供一些经验参考,为民航机务     

三平测发模式下起竖臂对运载火箭地面风载的影响

为提高运载火箭地面风载条件对地面风场较大的发射场的适应性、降低运载火箭设计载荷、减轻火箭结构质量、提高运载效率,针对三平测发模式的特点,开展起竖臂对运载火箭地面风载的影响分析。采用基于广义位移和广义载荷的运载火箭地面风载计算方法,根据起竖臂的结构特点,量化分析竖臂刚度、支承油缸刚度、抱箍数量及位置因素对运载火箭地面风载的影响程度。起竖臂刚度、抱箍数量和位置对运载火箭地面风载影响较大,提高起竖臂刚度可使根部弯矩降低24.8%,增加Ⅰ级箱间段抱箍可使根部弯矩降低38%,而支承油缸刚度对运载火箭地面风载几乎没有影响。     

一种新研航天器系统可靠性指标论证方法

传统用单一顶层指标来指导航天器系统研制及验证工作的观念,存在导致工程不同实施阶段航天器系统顶层验证指标的缺失、影响系统相关设计及各阶段验证评估工作等问题。文章提出一种新研航天器可靠性指标论证方法,给出基于航天器系统可靠性增长趋势图的工程不同实施阶段航天器系统可靠性验证指标的确定方法,以解决新研航天器系统可靠性指标设计要求值和门限值的确定问题。以某新研航天器系统为例,给出了航天器系统可靠性指标论证详细过程,验证了方法的可行性。文章提出的指标论证方法适用于新研航天器系统可靠性指标论证及确定工作,对其他新研航天产品的可靠性指标论证工作也有借鉴作用。