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92.
通过对垂直发射燃气排导位置中压力室与排气道的声场分析,非声不稳定性被认定为是声振的零阶振模,从而使非声问题可以利用现在成熟的声理论去分析。展示了声与非声同时存在的实验现象并对实验结果进行了定性分析。 相似文献
93.
阐述了多联装发射装置的重要地位,分析了连射时对多联装发射装置振动耦合特性进行分析的可行性和必要性,着重介绍了多联装发射装置基于ANSYS软件对模型进行的分析,基本解决了系统建立的思路问题。 相似文献
94.
施允涛 《南京航空航天大学学报》1993,(1)
本文对无人机双发助推的同步性进行了研究。研究对象是CK-1M遥控机。实现多发助推的同步性,关键是推进剂特性参数和面喉比保持稳定,确保平衡压强的一致性。此外,点火药量容差及并联电路点火,也是实现多发助推同步性的重要因素。本文采用放样吊线法安装助推器,确保安装精度和左右对称,从而保证了力的精确传递方向,避免了附加力矩的产生。经台架试验和试飞验证,CK-1M双发助推的同步性良好。 相似文献
95.
前起落架突伸对舰载飞机弹射起飞航迹的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
郑本武 《南京航空航天大学学报》1994,26(1):27-33
本文研究了舰载飞机的前起落架突伸对弹射起飞航迹的影响.在动力学模型中,把起落架看作是由油气减震器和充气轮胎组成的减震装置.在弹身器末端,前起落架在压缩空气的推动下开始突伸,以增加飞机的离舰迎角。本文计算了两种突伸方式,并比较了它们的结果,这两种方式均能减小离地后的航迹下沉量,并能很好改善弹射起飞性能. 相似文献
96.
与小型无人机单发火箭助推发射系统比较,大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题,如火箭助推器的匹配设计,发射装置类型设计,发射参数的选择,纵向力矩平衡问题,以及机-架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论,为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。 相似文献
97.
98.
可重构的卫星/运载复用电子系统设计 总被引:2,自引:0,他引:2
采用小型运载器能够降低卫星发射成本,针对小型运载器运载能力有限的情况,通过卫星与运载电子系统特点分析,提出可重构的卫星/运载复用电子系统设计方案。该方案采用基于总线的混合结构,并将可重构计算技术应用于中心计算机的设计,利用片上可编程系统(SOPC)、软硬件协同设计以及硬件描述语言(HDL)设计等技术完成系统功能。通过对现场可编程门阵列(FPGA)的重构,星载计算机实现对运载器与卫星的控制与管理,并能够进行故障处理及在轨升级。构建地面实时仿真系统并进行仿真测试,得到重构时间在(500±40)ms范围内、〖JP〗控制周期可达10 ms的仿真结果,验证了本文所提出方案的可行性与系统重构的有效性。通过硬件的分时复用,复用电子系统能够有效降低发射成本,并解决系统资源、多功能与高性能需求之间的矛盾。 相似文献
99.
几种导弹弹射动力系统内弹道性能比较 总被引:10,自引:0,他引:10
介绍并比较了几种导弹弹射动力系统的特点,在一定假设的基础上对几种弹射动力系统进行了内弹道模型的设计、编制程序并针对某型导弹及内弹道指标进行计算,计算结果显示了在不同弹射动力下,发射筒内工质气体状态参数随时间变化的规律和导弹在发射筒内运动加速度、速度、位移随时间变化的规律.通过比较分析所得的内弹道性能曲线,得出燃气-蒸汽式弹射动力系统所需工质流量小,结构简单,压力及加速度变化平稳,温度适中,导弹速度及位移增加快,发射时间短,内弹道参数较理想,具有很大的优势和发展前景.为导弹弹射动力系统的设计和方案选择提供参考依据. 相似文献
100.
偏中心定位对弹射过程中飞机姿态的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
舰载飞机弹射起飞时,由于航母运动等因素的影响,飞机往往无法与弹射轨道对中.针对这种情况,在考虑航母运动以及起落架缓冲和轮胎弹性的基础上,建立六自由度偏中心定位弹射起飞数学模型,研究了在航母典型运动状态下不同初始偏心距离对弹射起飞过程中飞机姿态的影响,结果表明:初始偏心距离对飞机的偏航运动影响最大,偏航运动的幅度随初始偏心距离的增大而增大;在弹射滑跑过程中,飞机的偏航运动有明显的衰减趋势;弹射杆所承受的侧向弯矩随初始偏心距离的增大而增大.研究结果为舰载飞机的设计提供了一定的理论参考. 相似文献