排序方式: 共有19条查询结果,搜索用时 31 毫秒
1.
飞机吊舱热系统计算机仿真研究 总被引:2,自引:0,他引:2
建立了电子吊舱热系统仿真模型,并利用仿真软件对其进行动态仿真研究,得到了吊舱冷负荷及主要温度参数沿一定飞行包线的变化情况, 辅助完成了制冷系统的选型及校核检验工作,并为吊舱的结构参数优化提出了合理性建议.研究结果表明动态仿真研究为吊舱制冷系统的选型及设计提供了先进的计算分析工具. 相似文献
2.
介绍了波音公司和空中客车公司环境控制系统的发展现状,提出了一种使用R134a工质的变频蒸发式制冷的环境控制系统,应用起飞总质量法进行了代偿损失分析,对给定飞行剖面上的能量消耗进行了计算及定性分析,并以燃油消耗为指标对新系统的能耗特性与采用空气制冷的环境控制系统进行了比较.新系统有效降低了燃油消耗(仅21.93kg/min,约是传统系统的40%),提高了飞行的经济性。系统的低噪音、灵活调节和无污染供气,能够提高座舱的健康、舒适度. 相似文献
3.
为进一步研究分子筛CO2去除系统应用于空间站的工作可靠性和鲁棒性,针对空间站4床分子筛(4-BMS)系统中可能出现的湿度失效保护问题展开了实验研究.测试了两种载人航天分子筛材料TC-5A与PSA-5A,研究了不同相对湿度对CO2吸附性能的影响;比较了相同湿度条件下,进口气体CO2浓度、粒径及吸附温度的变化对分子筛吸附CO2性能的影响,采用不同实验方法探究了H2O和CO2在两种分子筛材料中的竞争吸附关系.结果表明:PSA-5A吸附CO2性能优于TC-5A,但对H2O的吸附率略低于TC-5A.H2O的存在对分子筛吸附CO2影响非常大,空气中相对湿度达到60%时,分子筛基本失去了吸附CO2的能力.此外,温度升高会造成CO2的吸附量显著下降,但对H2O的吸附量影响相对较小,尤其是当相对湿度较高时.这对中国未来长期运行的空间站分子筛CO2去除系统工作有效性与工作鲁棒性的评价具有指导意义. 相似文献
4.
一种富氧中空纤维膜组件的温度特性 总被引:3,自引:0,他引:3
通过实验研究温度对中空纤维膜组件氧/氮分离性能的影响,结果表明温度能够明显影响膜的分离特性,并且不影响富氧浓度,可以通过控制膜组件的使用温度来增加富氧产量. 相似文献
5.
从膜制氧系统的特点、机载制氧系统的要求以及膜材料的发展状况等方面探讨了膜技术用于机载制氧系统的广阔前景. 相似文献
6.
在晃动基座下,载体将受到外界干扰(例如阵风和海浪),从而使传统解析粗对准无法完成捷联惯导系统(SINS)初始对准过程。基于此,采用SINS惯性系姿态确定初始对准算法解决SINS晃动基座初始对准,并使用Davenport-q递归算法实现其姿态确定过程。传统惯性系初始对准算法直接采用构造重力矢量观测来实现初始对准过程,可能会引起矢量构造共线,从而造成初始对准过程姿态计算震荡,降低其对准性能。通过分析晃动基座初始对准实际条件,提出了采用构造速度矢量观测来实现其对准过程,可以充分利用积分平滑作用,抑制周期性噪声和高斯白噪声,从而可以提高其对准性能。最后,通过SINS某码头系泊状态的对比测试试验进行验证,采用速度观测矢量完成SINS姿态确定初始对准时,其误差曲线将更加平滑,并具有优越的性能。 相似文献
7.
高超声速飞行,激波后高温气体会发生电离,飞行器气动热环境复杂。5组元(N2,O2,NO,O,N)、7组元(N2,O2,NO,O,N,NO+,e-)和11组元(N2,O2,NO,O,N,N2+,O2+,NO+,O+,N+,e-)热化学反应采用Gupta化学反应模型,分别数值研究电离作用对高超声速热化学非平衡气动热环境影响。本文分析了不同催化壁面条件下,高超声速热化学非平衡电离流场气动热环境特性。电离作用对激波离体距离和气动力载荷的影响很小。5组元热化学非平衡不考虑电离作用,流场温度和壁面热流密度偏大。11组元热化学平衡强电离流场温度最低;7组元热化学非平衡弱电离流场NO+和e-生成量过低;11组元热化学反应能对热化学非平衡电离流场气动力和热流密度载荷可靠预测。壁面催化作用会增大壁面热流密度,但它对高超声速热化学非平衡电离流场温度和气动力载荷的影响很小。 相似文献
8.
9.
炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏。文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2.0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析。研究表明,实验马赫数2.0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低。 相似文献
10.