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181.
基于CD4046构成的PLL及应用 总被引:1,自引:0,他引:1
雷少刚 《西安航空技术高等专科学校学报》2006,24(3):14-16
CD4046构成的PLL在通信、频率处理、自动控制等技术领域中应用较为广泛,正确理解CD4046对掌握电路基本组成、原理及应用。对处理实际工程问题有很大帮助。 相似文献
182.
本文叙述了卫星姿控发动机利用计算机进行设计、加工和试验的方法.根据卫星总体提出的各项指标要求,通过人机对话、输入到计算机,利用设计计算程序可把零件各个部位的尺寸计算出来,并在屏幕和绘图仪上画出设计图形,设计人员经过审核以后,即可进入工艺程序、计算机排出加工程序,并穿成加工纸带孔,送入数控机床进行加工,生产出所需要的产品,然后,把产品放在试验台上,利用快速数据采集和计算机数据处理系统,进行产品的性能验收、交付合格的产品. 相似文献
183.
概述了《火箭发动机术语》制定的原则,通过对国内外有关资料的分析,说明了编制本标准的主要依据,并从标准的主题内容和范围、有关问题的处理及几个术语的拟定等方面介绍了标准的主要内容、特点以及标准实施的必要性。 相似文献
184.
185.
在拦截问题中,拦截器经初、中制导阶段,进入末制导阶段。主要研究末制导段两种方式的制导律,即滑动模态制导律和趋近零控拦截曲面的制导律。应用Matlab与STK软件对使用上述两种制导律的航天器的追踪问题进行了联合仿真,给出了可视化的结果。仿真结果显示出,这两种制导律都能满足制导精度要求。 相似文献
186.
187.
采用辐射冷却的铱一铼440N 推力轨道转移发动机,为增加比冲,提高燃烧室压力是最有希望的潜在途径。将燃烧室压力提高达3.5MPa(绝),不仅可以得到3283m/s 以上的比冲,而且可以显著降低发动机结构尺寸和重量。如果就利用现在使用的空间运载器上的贮籍,燃烧室压力提高到1.75MPa(绝)是切实可行的。如果把燃烧室压力提高到3,5MPa(绝),则只需增加一个用电力驱动的小型泵,便可以轻易地实现。推力室热试验采用四氧化二氮/肼,1.75MPa(绝)燃烧室压力试验采用铼材料推力室;3.5MPa(绝)燃烧室压力试验则采用铜材料推力室。在燃烧室压力为1.75MPa(绝),喷管面积比为300:1的条件下,实际比冲可以达到3263m/s。试验结果表明,铼燃烧室温度满足其长寿命极限要求,并且没有遇到稳定性,相容性和热的有关问题。 相似文献
188.
Differently from traditional integration satellites, the modular satellites consist of several structurally independent modules and the heat dissipation is unevenly distributed, while the interface between modules should support repeatable connection separating. Therefore, the traditional thermal control design, which supports the independent heat dissipation of an integration satellite, cannot meet the thermal control requirements of the modular satellite. In this paper the modular thermal control technology is proposed. The carbon nanotube array on metal substrate is used as the thermal interface of the modules to realize the separable cross module heat transfer. The internal surface of structural panels is coated by graphene film to enhance the internal heat transfer in the modules with limited internal space. The smart thermal control coating is used at all the heat rejection surfaces to suppress the orbital heat flux variations. By using the technology, the thermal connection of the assembly and reconstruction system is built and the synergistic heat dissipation of the whole satellite is achieved. As to validate the proposed technology, the finite element model of the circular low earth orbit satellite is established and the in orbit temperature in the extreme working conditions is simulated. The result indicates that the modular thermal control technology proposed in this paper can satisfy the thermal control demand of the modular satellite. 相似文献
189.
190.
一种GEO卫星星敏感器热控设计 总被引:3,自引:1,他引:2
为解决目前地球静止轨道(GEO)卫星星敏感器热控设计复杂、实施难度大的问题,提出了一种辐射小舱式星敏感器热控设计方案。以东方红-4(DFH-4)平台GEO卫星星敏感器采用辐射小舱式热控设计方案为实例,利用热分析软件TMG建模进行了热分析验证,并根据分析结果对其布局进行了优化。优化结果表明:采用辐射小舱式热控设计方案时,星敏感器的在轨预示温度范围在-26.2~+22.2℃,能很好地满足其温度指标要求,设计方案合理可行,可为GEO卫星上同类设备的热控设计提供参考。 相似文献