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141.
卫星天线及微波器件在多载波工作时具有很高的瞬时功率,面临着大功率微放电的危险。文章针对卫星天线及微波器件在多载波输入下的工作状态,对天线及器件内的峰包功率量值进行了分析计算,得到了进行大功率微放电试验所需的功率量级,并提出了多载波状态下微放电试验的设备配置方案,为后续试验工作打下了基础。 相似文献
142.
考虑理想车体与地面相对运动的基础上,建立地面效应模型。采用标准k—ε两方程湍流模型对理想车体外流场进行数值模拟。并对数值模拟结果进行了研究分析。 相似文献
143.
简要讨论了干扰对复合制导地空导弹武器系统的影响.提出在指令修正或目标探测通道遇到干扰不能正常工作的情况下,提高主动导引头目标截获能力的改进措施:增加导弹回波接收通道或采用指令天线散焦发射指令 导引头搜索,并简要分析、估算了在目标机动条件下,指令发射天线的散焦程度和导引头应搜索的角度范围. 相似文献
144.
145.
146.
提出了一种针对多遥感器、多数传通道的陆地观测卫星地面接收快视系统设计的新思路,即当星上有效载荷压缩数据与未压缩数据混编下传时,在地面接收站只需从混编基带数据中提取未压缩数据,进行帧同步与去格式处理后实时快视,即可达到既能实时监测数据接收质量,又简化地面接收系统设计的目的。 相似文献
147.
148.
为了对流体回路系统设计参数确定提供指导,通过地面试验方法,研究了低温和外界环境变化时单相流体回路的阻力特性、工质补偿、控温算法等。介绍了地面试验系统的组成、试验方法和相关试验结果,并重点对外界环境突变时的控温结果、控温目标点与控温装置作用点分离时的控温震荡以及低温下补偿器的补偿能力测试结果进行了分析。试验结果表明,在外界环境剧烈变化时会出现温度过冲,过冲可达到10 oC;此外,由于控温点和控温装置作用点的分离引起的相位差,会导致系统控温失败。这些结果对载人航天器流体回路的泵、换热器设计以及工作状态分析具有一定的参考作用。 相似文献
149.
150.
为有效考核氢氧火箭发动机的在轨飞行状态,需要在地面环境模拟发动机的摇摆工作情况。水平试验台承担氢氧发动机地面摇摆试验时,涉及地面热防护、推力测量系统防护、摇摆测控系统指令实时循环发送与更新、测控系统远程控制等4项关键技术。围绕上述4个方面,对氢氧发动机地面摇摆试验技术展开研究。采用数值仿真计算、经验公式、流程图设计、硬件搭建、软件程序编制等多元化的手段,结合实际情况确定输入输出条件,推导出相关结论。试验验证结果证明:摇摆试验地面热防护、推力测量系统防护具有简单易行、防护效果良好的特点,具有较好的工程实用价值。该技术在国内尚属首次应用,已成功申报一项国防专利。 相似文献