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851.
F. Perotti A. Della Ventura G. Villa L. Bassani C. Butler G. Di Cocco R.E. Baker J.N. Carter A.J. Dean 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》1984,3(10-12)
The black hole candidate Cygnus X-1 was observed in the hard X ray - soft γ ray energy range by the MISO telescope on two different occasions: in September 1979 and May 1980. We have measured two hard X-ray states of the source: in 1979 the observed spectrum confirms the superlow state measured in the same period by the HEAO-3 satellite, while in 1980 the MISO X-ray data are consistent with the so called low state of Cygnus X-1. In both occasions, no γ -ray excess has been observed above 200 KeV. 相似文献
852.
国外载人航天器故障诊断技术 总被引:2,自引:0,他引:2
详细介绍了故障诊断技术在国外载人航天器故障诊断中的应用及发展过程,并对专家系统技术进行了重点分析和介绍,国外载人航天器故障诊断经历了60年代简单的状态监测(水星号),70年代的基于算法的诊断(阿波罗),一直到80年代的基于知识的智能诊断(航天飞机),三个阶段,还介绍了NASA为其航天飞机主发动机透平泵和空间站电源系统开发的故障诊断专家系统,并对航天领域故障诊断技术特点进行了综合分析,同时指出了航天领域故障诊断技术的发展趋势。 相似文献
853.
根据近年来Y7系列飞机的飞行试验数据、风洞实验数据和AH-24,AH-26飞机的有关原始资料,详细地分析了Y7-200B/A飞机的纵、横航向静稳定性。并对飞机的质心后限、“自动上舵”和“蹬舵反倾”等问题进行了充分的分析和论述,提出了解决此类问题的建议,对民机设计工作有一定的参考价值。 相似文献
854.
空对空导弹攻击在综合火力/飞行控制中的设计、仿真 总被引:5,自引:0,他引:5
研究空-空导弹攻击在综合火力/飞行控制(IFFC)系统中的设计与仿真问题,给出了IFFC系统的结构、组成及仿真信息流图。探讨了中程导弹拦射攻击的火力控制算法,并且详细地讨论了火力/飞行耦合器的设计方法及组成。最后,采用五自由度非线性飞机方程及三轴ACT控制增稳系统,进行了整个火力/飞行系统的数字仿真。在仿真的基础上,设计了一些典型作战条件下的火力/飞行耦合控制器的参数。仿真结果表明:综合火力/飞行控制系统可以实现导弹攻击的自动化,同时也说明本文设计的火力/飞行耦合器具有很强的鲁棒性能 相似文献
855.
856.
基于顺序二元决策图(OBDD)理论,针对航天测控系统(TT&C系统)特点定义了新的OBDD数据结构,提出了一种考虑设备可修的TT&C系统任务可靠性分析方法.通过将各测控站的时间窗口划分为不同阶段,分析各阶段内设备逻辑关系并构建阶段OBDD模型,然后将所有阶段OBDD模型合并为最终的任务OBDD模型.采用连续时间Markov链(CTMC)分析可修设备的状态转移行为,基于新的OBDD数据结构给出了任务可靠性计算算法.与Markov方法和仿真方法的对比分析结果表明:所提出的方法能够精确计算设备可修的TT&C系统任务可靠性,设备数量多于30个时算法效率高于Markov方法. 相似文献
857.
858.
对涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机涡轮进气道进行喷水冷却是解决TBCC发动机推力不连续问题的有效方式之一。本文基于实际流场条件选取某型TBCC发动机涡轮进气道结构,对进气道内喷水冷却特性进行了数值仿真,研究飞行器不同工况下水滴的蒸发特性及喷水对来流高温空气的预冷效果。结果表明,来流空气温度降幅随水气比提高而增大,最高温降可达152.4K。水气比提高后水滴蒸发率逐渐降低,但蒸发总量仍会继续上升。相同水气比条件下,飞行马赫数越高,喷水冷却效果越明显。在Ma3.5飞行速度和水气比0.03条件下有最高蒸发率,达83.05%。喷水冷却有效扩展了涡轮模态飞行马赫数,最高能使飞行速度提升至Ma2.84,即喷水冷却扩展了TBCC从涡轮模态向超燃冲压模态转换的衔接速域。 相似文献
859.
赵莉 《民用飞机设计与研究》2018,(3)
主起落架舱(以下简称主起舱)位于主起落架所在的机身腹部翼身开口处,该区域连接结构复杂,是飞机外部载荷、应力集中、疲劳问题最为严重的区域,是机身载荷传递实现平衡的必经区域。主起舱的补强与一般机身开口补强不同,一方面要能够有效缓解开口应力集中,另一方面要参与外翼、主起落架与机身之间的传力以降低周围结构应力。补强结构设计的好坏直接影响翼身传力和主承力结构设计,通过主起舱补强结构进行力学和有限元对比,分析说明下单翼飞机主起舱补强方案。 相似文献
860.
不可压Navier—Stokes方程组的SUPG有限元数值解 总被引:2,自引:0,他引:2
本文从定常不可压NaVier-Stokes方程组出发,构造了SUPG加权剩余公式。为保证数值解的精度,本文对速度取八节点插值,保留了摄动项中的二阶导数项。从用本文方法所做的算例来看,计算结果是令人满意的。 相似文献