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691.
将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了一种新的多级压缩乘波体外形的设计方法.将该设计方法应用到锥导和吻切锥乘波体的设计中,生成了具有多个压缩面的多级压缩锥导和吻切锥乘波体,同时对相同设计条件和具有相同投影曲线的前缘条件下获得的三级压缩锥导和吻切锥乘波体的性能进行了对比分析.研究结果表明数值模拟计算结果与设计预期完全吻合,该多级压缩乘波体设计方法可以应用于锥导和吻切锥乘波体. 相似文献
692.
导航制导系统的高可靠性直接决定了固体运载火箭飞行任务完成的质量,而惯组冗余技术是目前提高系统可靠性的主要方式之一。文章以固体运载火箭导航系统中一种三正交两斜置的五冗余捷联惯组配置方式为对象,以导航性能指标最优为目标函数,构造了最优配置下的非线性矛盾方程组,采用最小二乘法求解得到最佳逼近解,得到五冗余捷联惯组的最优配置,并通过仿真进行了验证。结果表明,三正交两斜置的五冗余捷联惯组最优配置共有24组解,其全部解的导航性能指标均为1.424 3;当某个正交轴出现故障时,能够从斜置轴信息中重构出正交轴信息,以保证导航信息的准确性和精度,且导航误差在5倍陀螺器件自身误差当量之内。 相似文献
693.
694.
飞机的飞行性能与重心(CG)位置密切相关,尤其是后掠式无尾飞机的重心位置对其飞行性能影响更甚,如果重心位置发生变化,升力分布随之改变,进而影响飞机航时。针对这个问题,从气动布局和设计方法两方面,设计了一种航时对重心位置不敏感的无尾无人机(UAV)。气动布局上,提出了利用螺旋桨动力配平纵向力矩的鸥翼(GW)布局,以减小重心位置变化对升阻特性的影响;设计方法上,采用稳健性优化设计(RDO)理论,分析重心位置不确定时的航时低敏感度问题。以一架小型电动无人机为研究对象,建立了无尾无人机稳健性优化设计环境,包括总体设计、代理模型构造以及稳健性优化。分析结果表明:利用螺旋桨动力配平的鸥翼布局使重心可用范围增加了5%;静安定裕度在5%~15%变化时,该布局可以有效提高航时稳健性。采用稳健性优化得到的无人机几何参数,大幅度降低了重心位置对航时的影响,显著提升了满足约束的概率。 相似文献
695.
可测试性设计是提升系统研制效率和测试品质的重要方法.给出基于内部1553B总线的航天器控制系统可测试性设计的分层递阶结构,建立可测试性设计的模型框架,并对基于1553B总线的航天器控制系统可测试性设计的技术实现进行了分析.最后利用TEAMS软件结合实例进行可测试性设计仿真评估,评估结果证明了这种可测试性设计方法的有效性. 相似文献
696.
在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明:实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。 相似文献
697.
卫星星座地面供配电测试系统研制 总被引:2,自引:0,他引:2
卫星地面供配电测试系统是卫星综合测试系统中的重要分系统之一。文章介绍了一套自行开发研制的卫星星座模式下的地面供配电测试系统,该系统主要由地面电源、PLC通用供配电测试设备、工业控制计算机、卫星等效器、DC/DC主备份切换测试设备等构成;其中通用供配电测试设备采用了组态技术,基于PROFIBUS、PLC、STEP 7和WinCC等进行开发,实现了实时显示、控制输出、报警记录、数据归档、冗余备份等功能,可靠性和可扩展性程度高,为设备的模块化、通用化和系列化提供了一个有效的途径,满足了卫星星座综合测试的需要。 相似文献
698.
699.
飞机构型管理中的产品结构分解研究 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机的设计与制造是一项宏大的系统工程,它的研制周期长、技术复杂、研制费用与风险高,并且要求多部门协同参与,同时它也会带来大量的产品数据的管理。借鉴目前欧美飞机制造商普遍采用的模块化设计思想,从构型管理的角度研究了产品结构分解和管理方式,同时结合我国民机发展的特点将产品结构划分为装配结构树、系统结构树和制造结构树。 相似文献
700.