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831.
微型飞行器(MAV)尺寸微小,有效载荷低,其机载导航系统在结构与原理上都与传统飞机导航系统有很大的差异,增加了系统设计的难度。提出了一种基于组合传感器技术的MAV分层次导航系统方案。在MAV姿态信息提取中,引入了一种四元数结构下的捷联惯导与GPS组合信息卡尔曼滤波方案。在此基础上,通过研究MAV现有传感器技术下的各类导航方式的适用性、精度以及可靠性,根据MAV导航系统的要求,提出了一种基于多传感器智能组合技术的MAV导航位置信息提取方案。仿真与飞行试验证明,本文的这种基于组合传感器技术的MAV分层次导航具有计算简单,精度高,可靠性好的优点。 相似文献
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833.
834.
高性能的俄罗斯液氧/煤油发动机NK-33 总被引:1,自引:0,他引:1
NK—33液氧/煤油火箭发动机是由萨莫拉国家科研生产联合体——“TRUD”为俄罗斯N—1登月火箭研制生产的。这种四级型的 N—1火箭所使用的发动机均为液氧/煤油火箭发动机,其中30台 NK—33发动机用于第一级,8台与 NK—33发动机类似而面积比更大的 NK—43发动机用于第二级,四台 NK—39发动机用于第三级,一台除带有常平座外类似于 NK—39发动机的 NK—31发动机用于第四级。所有上述的液氧/煤油发动机都是六十年代研制的,均采用一个富氧预燃室产生涡轮燃气,气氧与热煤油经过分级燃烧喷注器在8.964~15.169MPa 绝压下燃烧。NK—33、NK—43和 NK—39发动机可控制发动机簇的推力,并提供火箭的推力向量控制。由于采用高室压,NK—33发动机的设计实现了较高的性能和很轻的结构重量。富氧预燃室的采用,使得发动机有较高的燃烧效率和燃烧稳定性。在预燃室中,全部的液氧以58:1的混合比燃烧,所产生的628.15K 的富氧燃气全部用来驱动涡轮泵的涡轮,然后进入喷注器和燃烧室。NK—33发动机的结构牢固可靠,可实现很高的泵出口压力和14.480MPa 绝压的高燃烧室压力,因此,其面积比可达27:1,可产生2913.57m/s 的海平面比冲和3274.1m/s 的真空比冲。气氧和热煤油喷注器可保证发动机推力降至23%推力水平时仍能稳定燃烧。各次试车之间,无需使用溶解剂清洗 NK—33发动机的零件,也没有发动机零件的碳化现象,这是由于取消了富燃料气发生器和降低推力室冷却套中的煤油温度的缘故。NK—33发动机在用于飞行计划以前进行了充分的试验,共进行了910多次试车,累积点火时间达211,800秒。研制和鉴定完成后,先后共交付了250台 NK—33发动机,可靠性指标达到0.996。已经证实,NK—33发动机是一种高性能的助推发动机。它结构牢固可靠;所采用的技术,到目前为止,未见于美国的发动机。NK—33发动机可凭借低成本和高飞行可靠性改进运载火箭的性能。 相似文献
835.
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837.
结合栾恩杰副主任关于国防科技工业标准化改革的讲话精神 ,通过对航天工业标准体系表、标准的制定和修订、标准的实施、标准化工作系统、标准化研究工作等五个方面的现状进行分析 ,提出了航天工业标准化工作改革的建议 相似文献
838.
概述了国外航天器环境试验的发展过程、现状及发展趋势。重点介绍了环境试验技术的现状和发展趋势;环境试验标准的发展和现状:环境试验设备的发展和现状。并对如何发展我国的航天器环境试验,提出了相应的建议。 相似文献
839.
空间站舱内空气速度分布的CFD分析 总被引:5,自引:0,他引:5
为了设计一个合适的通风系统,建立了某型空间站座舱和送风设备的CFD模型。基于这些模型,采用k—ε湍流模型获得了舱内空气在不同流量,不同散流器送风方向和不同散流器布置方式等条件下的流速分布,简要分析了空间站向飞船提供热支持时,舱间通风对舱内空气速度分布的影响。分析结果表明:(1)散流器的送风方向对流速的分布影响很大,45度进风方式的流速分布明显优于30度的进风方式;(2)推荐的三种散流器布置方式均可以获得满意的流速分布,关键是能否根据不同的空气流量提供合适的散流器出口速度;(3)设计合理的舱间通风能够改善舱内空气流速的分布;(4)提供的数据可以直接用于该型空间站通风系统的设计。 相似文献
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论文阐述了我校电子类高职高专学生专业素质、能力及特点的调查情况与分析结果,为我校承担的广西高等教育改革立项工程(A级)——“电子实践教学体系与实践教学基地建设的研究”课题的开展迈出了第一步。 相似文献