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一种基于Al_(2)O_(3)/SiC气凝胶的热防护系统隔热性能研究
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作者 张兴丽 梁蒙康 马嘉 《航天器环境工程》 CSCD 2024年第5期595-601,共7页
飞行器再入大气层时,高速气流的冲刷作用会在其表面产生极高热流密度和压力,这种双重载荷可能对飞行器的结构材料造成严重的热损伤,甚至导致飞行事故。针对该问题,文章设计了以Al_(2)O_(3)/SiC复合气凝胶作为隔热层的轻质三明治结构热... 飞行器再入大气层时,高速气流的冲刷作用会在其表面产生极高热流密度和压力,这种双重载荷可能对飞行器的结构材料造成严重的热损伤,甚至导致飞行事故。针对该问题,文章设计了以Al_(2)O_(3)/SiC复合气凝胶作为隔热层的轻质三明治结构热防护系统,并通过氧−乙炔烧蚀试验对典型高温条件下该热防护系统的隔热性能进行测试,结果显示:热防护系统的线烧蚀率和质量烧蚀率随隔热层厚度的增加而逐渐减小,当系统厚度为14 mm时,线烧蚀率和质量烧蚀率分别为0.0019 mm·s^(-1)和0.0031 g·s^(-1),且烧蚀形貌整体性较好,说明热防护系统具有优异的隔热及力学性能。同时,通过有限元仿真方法对热防护系统进行热力耦合分析,对烧蚀试验结果进行了验证。 展开更多
关键词 Al_(2)O_(3)/SiC气凝胶 烧蚀试验 隔热性能 热力耦合 仿真分析 试验研究
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面向月球基地的自循环热管理及发电系统研究
2
作者 孙培杰 王长焕 +4 位作者 李双菲 王东保 吕小静 翁一武 卜劭华 《载人航天》 CSCD 北大核心 2024年第2期206-213,共8页
针对月球基地热管理需求,根据月面热环境特点,设计了一种面向月球基地的新型自循环热管理及发电系统。系统将有机朗肯循环(ORC)和喷射制冷循环(ERC)相结合,以仪器设备散热和太阳能或核能废热为热源,以外部冷背景为冷源,系统内一部分的... 针对月球基地热管理需求,根据月面热环境特点,设计了一种面向月球基地的新型自循环热管理及发电系统。系统将有机朗肯循环(ORC)和喷射制冷循环(ERC)相结合,以仪器设备散热和太阳能或核能废热为热源,以外部冷背景为冷源,系统内一部分的工质吸收热源,通过有机朗肯循环发电,另一部分工质通过蒸发器吸收航天员日常工作环境中的热量,为航天服和科学研究提供冷量。系统不需要外部电力,可以独立运行,实现发电与制冷。经分析模型计算,在满足月球基地热量收集、传输和排散的基础上,可以实现最大废热制冷率40%以上,总废热利用效率50%以上. 展开更多
关键词 月球基地 有机朗肯循环 自循环热管理 喷射制冷循环 发电
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空间光学相机抗强光干扰主被动防护系统设计
3
作者 李磊 王泽斌 +3 位作者 孟庆宇 王栋 张海鑫 刘美辰 《红外与激光工程》 北大核心 2025年第2期67-76,共10页
空间光学相机拥有较高灵敏度,在面对外部强光干扰时所受到的影响更为严重。研究如何抑制强光对空间相机的干扰并设计有效的防护系统对确保相机安全性、延长相机工作寿命以及保障其有效运行具有重要意义。研究人员解析了在不同光学参数下... 空间光学相机拥有较高灵敏度,在面对外部强光干扰时所受到的影响更为严重。研究如何抑制强光对空间相机的干扰并设计有效的防护系统对确保相机安全性、延长相机工作寿命以及保障其有效运行具有重要意义。研究人员解析了在不同光学参数下,互补金属氧化物半导体探测器(CMOS)的眩光特性与相机入瞳处能量分布的关系;设计了基于机械快门和632.8 nm陷波滤光片的抗强光干扰主被动防护系统。选择632.8 nm连续激光器作为模拟干扰光源搭建桌面实验系统,通过强光干扰实验,验证了防护系统的有效性。实验结果表明,在实验相机面对外部强光源干扰时,CMOS探测器饱和面积达到106μm2(占探测器面积1/3),主动防护措施能够在10 ms内快速响应,减少相机因强干扰光引起探测器过饱和或损坏的风险,有效提高相机的工作安全性;在632.8 nm谱段干扰光工况下,被动防护措施可使探测器饱和面积下降至原有1/100,并可以对靶标实现清晰成像,显著提高实验相机工作效率。主被动防护系统可以有效保障光学相机的安全工作,为相机在强光干扰环境中提供良好的防护效果,对空间光学相机抗强光干扰系统的设计具有参考价值。 展开更多
关键词 空间光学相机 强光干扰 防护系统 机械快门
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基于月面重力条件下的涡旋压缩机重力相关性研究
4
作者 孙小珠 王长焕 +6 位作者 许安易 李双菲 孙培杰 李鹏 杨旭 宋昱龙 曹锋 《载人航天》 北大核心 2025年第1期18-24,共7页
新一代高温热泵空间热管理技术可大幅提升系统散热温度,从而降低辐射器体积等发射成本,以应对探月工程中日益增长的散热能量密度需求。在月面重力或微重力环境下,高温热泵系统中压缩机的性能稳定性问题是制约高温热泵空间热管理技术发... 新一代高温热泵空间热管理技术可大幅提升系统散热温度,从而降低辐射器体积等发射成本,以应对探月工程中日益增长的散热能量密度需求。在月面重力或微重力环境下,高温热泵系统中压缩机的性能稳定性问题是制约高温热泵空间热管理技术发展的主要因素之一。为了解决此问题,针对月面重力条件要求,对压缩机性能参数进行重力相关性研究,在地球常规重力情况下,通过改变涡旋压缩机轴向安装方位与角度,探究不同重力条件下压缩机的运行特性;分别设定蒸发/冷凝温度为10/55℃以及10/60℃下,对涡旋压缩机在轴向全空间位置情况下的性能参数进行了实验测试。实验结果表明:压缩机的轴向安转角度对压缩机的功耗几乎没有影响,而对系统制冷量以及系统效率则有显著影响,且随着冷凝温度的升高而影响加剧。 展开更多
关键词 月面重力 热泵技术 涡旋压缩机 重力相关性
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聚四氟乙烯和环氧树脂玻璃纤维板的低气压沿面闪络行为研究
5
作者 琚丹丹 李飞 +6 位作者 王豪 孙承月 李航 吴宜勇 王学强 李伟 经贵如 《航天器环境工程》 2025年第2期208-213,共6页
聚四氟乙烯(PTFE)和环氧树脂玻璃纤维板(印刷电路板基材)是航天器常用的两种绝缘材料。针对低气压下这两种材料因沿面闪络现象而发生绝缘失效问题,实验研究了低气体压力和电极间距对闪络放电阈值的影响。结果表明:当气压低于0.1 Pa时,... 聚四氟乙烯(PTFE)和环氧树脂玻璃纤维板(印刷电路板基材)是航天器常用的两种绝缘材料。针对低气压下这两种材料因沿面闪络现象而发生绝缘失效问题,实验研究了低气体压力和电极间距对闪络放电阈值的影响。结果表明:当气压低于0.1 Pa时,两种材料的闪络电压分别为40 kV和28 kV;在0.1~1 Pa的压力范围内,随气压的增加,两种材料的闪络电压均迅速下降;当气压高于1 Pa至100 Pa时,两种材料的闪络电压分别降至600 V(PTFE)和1000 V(环氧树脂玻璃纤维板)。该研究揭示了绝缘材料在低气压条件下的闪络行为规律,为航天器绝缘材料设计和应用提供了参考。 展开更多
关键词 聚四氟乙烯 环氧树脂玻璃纤维板 沿面闪络 电极间距 闪络电压
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星箭连接分离装置产品化工作探索研究
6
作者 康士朋 邢威 +3 位作者 张尚强 王文峰 江涛 林仁邦 《航天工业管理》 2025年第3期1-6,共6页
星箭连接分离装置(以下简称“星箭分离装置”)是实现卫星与运载火箭连接与分离的重要单机产品,在国内外航天领域被广泛应用,其产品功能直接决定了发射任务的成败。上海宇航系统工程研究所(以下简称“研究所”)自20世纪90年代开始研制星... 星箭连接分离装置(以下简称“星箭分离装置”)是实现卫星与运载火箭连接与分离的重要单机产品,在国内外航天领域被广泛应用,其产品功能直接决定了发射任务的成败。上海宇航系统工程研究所(以下简称“研究所”)自20世纪90年代开始研制星箭分离装置,到目前已经形成了包带式、点式、机构式及立方星分离装置,共计四大系列几十余种规格产品,可以满足国内外不同重量卫星的发射需求。 展开更多
关键词 分离装置 产品化 探索研究
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变过载下液氧贮箱内流体晃动与压力瞬变仿真研究
7
作者 李轲 黄仁建 +3 位作者 臧云天 汪彬 王磊 厉彦忠 《真空与低温》 2025年第1期31-38,共8页
运载火箭发动机空间关机后,液氧贮箱沿轴向的过载力迅速衰减,在径向过载力扰动下,可能导致箱内液氧大幅晃动及贮箱压力衰减。由此,本文建立了三维过载力瞬变工况下低温推进剂贮箱晃动仿真模型,且在模型中考虑了气枕、液相、金属壁之间... 运载火箭发动机空间关机后,液氧贮箱沿轴向的过载力迅速衰减,在径向过载力扰动下,可能导致箱内液氧大幅晃动及贮箱压力衰减。由此,本文建立了三维过载力瞬变工况下低温推进剂贮箱晃动仿真模型,且在模型中考虑了气枕、液相、金属壁之间的热质传递作用。对比分析了防晃结构以及气枕气体组分对箱内流体扰动与压力衰减的影响。研究结果表明:在轴向过载力降低后,径向过载力会造成箱内液氧大范围晃动,对比无防晃结构贮箱条件,水平与十字防晃板相结合的方式能够显著降低推进剂的晃动幅度,即十字隔板贮箱和全结构贮箱压降为0.141 MPa和0.137 MPa,降低23.8%和25.9%。晃动过程贮箱压力的衰减同时受气枕平均温度降低、气枕气体冷凝效应影响。当气枕存在氦气时,气枕的冷凝效应降低,造成压力降低速率减小。气枕为纯氦气或75%氦气工况下,贮箱的压降幅值约为0.047 MPa,小于纯氧气条件。所构建三维模型可指导低温贮箱空间流体管理、重复使用运载器返回过程推进剂流体管理等工程设计。 展开更多
关键词 低温流体 流体晃动 压力瞬变 数值仿真
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液氧/甲烷火箭尾焰二次燃烧反应机理模型简化研究
8
作者 万律强 李双菲 陈彦君 《航天器环境工程》 2025年第2期144-151,共8页
可重复使用火箭发射至回收期间,其尾焰中的富燃燃气会与空气中的氧气发生二次燃烧。为快速分析二次燃烧对火箭箭体热环境的影响,建立了一个适用于描述液氧/甲烷火箭尾焰二次燃烧的化学动力学机理模型。利用DRGPFA方法剔除Gri-Mech 3.0... 可重复使用火箭发射至回收期间,其尾焰中的富燃燃气会与空气中的氧气发生二次燃烧。为快速分析二次燃烧对火箭箭体热环境的影响,建立了一个适用于描述液氧/甲烷火箭尾焰二次燃烧的化学动力学机理模型。利用DRGPFA方法剔除Gri-Mech 3.0机理模型的冗余组分及反应,根据文献实验值对计算结果进行验证,并分析了环境参数(压力和温度)对燃烧过程的影响;继而通过温度敏感性分析得到简化的10组分14步及9组分7步反应机理模型。结果表明,环境参数对燃烧过程有显著影响,且各简化模型计算值在不同反应器模型中的变化趋势一致性良好。所建立的简化机理模型能够有效预测二次燃烧区域的温度场、自由基分布和热释放特性,可为可重复使用火箭热防护设计提供理论依据和计算工具。 展开更多
关键词 液氧/甲烷火箭 二次燃烧 Gri-Mech 3.0机理模型 敏感性分析 简化机理
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国产7050铝合金薄壁承力框车削变形预测研究
9
作者 马秀伟 胡越 +1 位作者 姚雯莉 蒋睿嵩 《航空工程进展》 2025年第1期108-116,共9页
研究国产7050铝合金航空薄壁零件车削加工的变形预测,建立能够准确预测车削变形的有限元模型,对保证航空薄壁零件的加工精度与尺寸稳定性,提高飞机的结构强度和可靠性具有重要意义。采用仿真结合实验论证的方法,研究国产7050铝合金初始... 研究国产7050铝合金航空薄壁零件车削加工的变形预测,建立能够准确预测车削变形的有限元模型,对保证航空薄壁零件的加工精度与尺寸稳定性,提高飞机的结构强度和可靠性具有重要意义。采用仿真结合实验论证的方法,研究国产7050铝合金初始残余应力与车削残余应力耦合作用对薄壁承力框加工变形的影响规律。根据航空薄壁承力框加工工艺,采用生死单元法建立承力框车削变形仿真模型,通过盲孔法及车削实验,分别获得承力框毛坯初始残余应力场及车削表层残余应力;基于车削变形仿真模型,预测初始残余应力场及车削残余应力耦合作用下的承力框加工变形,并进行实验验证。结果表明:承力框变形仿真预测模型的误差小于15%。 展开更多
关键词 国产7050铝合金 航空薄壁件 加工变形 残余应力 车削
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大流量高性能液压系统的若干关键技术研究 被引量:7
10
作者 王静 秦文波 +1 位作者 龚国芳 杨华勇 《浙江大学学报(工学版)》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第7期1264-1268,共5页
为了达到良好的运动模拟效果并满足系统的控制精度要求,讨论了精确控制油温、降低油液中的气体含量、在线测量油液的弹性模量以及保持供油压力的稳定等关键技术及应用问题.在对接机构综合试验台液压驱动系统上进行了实验研究.实验结果表... 为了达到良好的运动模拟效果并满足系统的控制精度要求,讨论了精确控制油温、降低油液中的气体含量、在线测量油液的弹性模量以及保持供油压力的稳定等关键技术及应用问题.在对接机构综合试验台液压驱动系统上进行了实验研究.实验结果表明,所采用的比例水阀控制油温的方法可以实现油温的精确控制,封闭系统在线抽真空除气的方法可以有效提高油液的弹性模量. 展开更多
关键词 液压并联运动系统 抽真空除气 油液弹性模量在线测量 油温控制
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航天管路系统波纹补偿器的设计及试验研究 被引量:3
11
作者 宋林红 姚娜 +5 位作者 黄乃宁 铁文军 张文良 缪五兵 张秀华 钱江 《管道技术与设备》 CAS 2015年第2期36-39,共4页
航天管路系统中需要应用波纹补偿器进行软连接,波纹补偿器承受着温度、压力及位移补偿等载荷,需要对补偿器的设计及试验方法进行深入研究。文中对航天管路系统用DN30波纹补偿器进行工程设计和数值模拟分析,研究它的极限承压能力和疲劳寿... 航天管路系统中需要应用波纹补偿器进行软连接,波纹补偿器承受着温度、压力及位移补偿等载荷,需要对补偿器的设计及试验方法进行深入研究。文中对航天管路系统用DN30波纹补偿器进行工程设计和数值模拟分析,研究它的极限承压能力和疲劳寿命,并将结果同试验数据对比,以验证其设计精度。结果表明,有限元法的计算精度优于工程设计方法。在产品设计过程中,把有限元仿真分析、工程设计和试验有机结合在一起,能够显著提高设计精度和产品可靠性。 展开更多
关键词 波纹补偿器 非线性 有限元 试验
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运载火箭自动对接连接器液压系统研究 被引量:4
12
作者 张鑫 李志刚 +1 位作者 徐华 何庆 《兵器装备工程学报》 CAS 2016年第3期146-150,共5页
运载火箭自动对接连接器主要应用于其发射前的燃料加注过程。以自动对接连接器的液压系统为研究对象,在AMESim环境中建立相应的液压系统模型,对相关参数进行了初始化设置。针对液压缸活塞杆运动过程,对液压系统模型进行了仿真研究,得到... 运载火箭自动对接连接器主要应用于其发射前的燃料加注过程。以自动对接连接器的液压系统为研究对象,在AMESim环境中建立相应的液压系统模型,对相关参数进行了初始化设置。针对液压缸活塞杆运动过程,对液压系统模型进行了仿真研究,得到了液压缸进出油口的流量、压力指标,明确液压系统的工作状态。仿真结果表明:经过优化后系统响应速度较快,运动过程比较平稳,在实际工程应用领域能够满足性能要求,为整个液压系统后续优化设计打下基础。 展开更多
关键词 自动对接连接器 建模与仿真 液压系统 AMESIM
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驱动激励下的柔性太阳翼系统振动及抑制研究 被引量:2
13
作者 张金龙 卢少波 +1 位作者 时军委 郭任祥 《载人航天》 CSCD 2017年第4期487-492,497,共7页
针对太阳翼驱动机构不平稳激励所引起的系统振动问题,分析了驱动激励下柔性太阳翼系统振动响应,发现刚柔耦合作用会大大增强系统在驱动作用下的微弱振动。指出旋转运动控制是太阳翼系统振动控制的关键,提出了一种在驱动机构与太阳翼之... 针对太阳翼驱动机构不平稳激励所引起的系统振动问题,分析了驱动激励下柔性太阳翼系统振动响应,发现刚柔耦合作用会大大增强系统在驱动作用下的微弱振动。指出旋转运动控制是太阳翼系统振动控制的关键,提出了一种在驱动机构与太阳翼之间安装旋转磁流变阻尼器的系统振动抑制方案,以振动干扰抑制为控制目标。运用PID算法计算旋转运动控制的阻尼力矩需求,定量地研究了旋转振动控制对柔性太阳翼系统振动抑制效果。仿真结果表明:旋转振动控制能使系统振动的干扰力矩衰减达89%,有效抑制驱动激励下的太阳翼系统振动,对提高航天器的运行稳定性及定位精度具有重要意义。 展开更多
关键词 柔性太阳翼 驱动激励 刚柔耦合 振动控制 磁流变阻尼器
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火星表面起飞上升热控技术研究与分析 被引量:1
14
作者 杨金 刘彤杰 +8 位作者 徐亮 盛松 倪浩伟 杜艾 缪洪康 徐涛 王伟 吴志亮 朱虹 《上海航天(中英文)》 CSCD 2024年第5期90-98,120,共10页
火星表面起飞上升热控技术是火星取样返回探测的关键技术,涉及探测器在火星表面存储控温、火星表面起飞上升控温及火星在轨飞行控温等,具有温度指标要求高、控温维度大、资源紧张的特点。本文对国内外主要火星车及美国航空航天局(NASA)... 火星表面起飞上升热控技术是火星取样返回探测的关键技术,涉及探测器在火星表面存储控温、火星表面起飞上升控温及火星在轨飞行控温等,具有温度指标要求高、控温维度大、资源紧张的特点。本文对国内外主要火星车及美国航空航天局(NASA)火星上升器的热控方案进行了调研和总结。分析表明火星表面探测器热控技术根据资源分配情况主要采用2种方式:当热控质量受限不明显时,可采用机械泵驱动流体回路技术配合常规热控措施,对大热耗单机进行热量收集和传输,实现废热的再利用;当热控质量受限严重时,需采用轻量化低功耗的控温措施,可采用复合纳米气凝胶隔热技术配合常规热控措施,高效隔绝火星表面低温对流环境,实现低功耗控温。随后提出了火星表面起飞上升的热控关键技术,主要包括纳米气凝胶隔热技术、火星原位资源隔热技术、机械泵驱动两相流体回路技术、气动热防护技术及热试验模拟技术等,可为后续火星探测提供一定的参考。 展开更多
关键词 火星车 起飞上升 热控 温度场
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火箭燃料贮箱热力学排气系统控压性能仿真研究 被引量:5
15
作者 夏斯琦 孙培杰 +3 位作者 李鹏 王长焕 王磊 厉彦忠 《制冷学报》 CAS CSCD 北大核心 2019年第3期109-114,共6页
本文介绍了低温推进剂在轨管理中热力学排气系统(thermodynamic venting system,TVS)的构成及工作原理。基于VOF模型,编写用户自定义程序考虑箱内存在的热质传递现象,采用CFD模拟贮箱内部的压力变化和温度场分布。构建的CFD模型能够较... 本文介绍了低温推进剂在轨管理中热力学排气系统(thermodynamic venting system,TVS)的构成及工作原理。基于VOF模型,编写用户自定义程序考虑箱内存在的热质传递现象,采用CFD模拟贮箱内部的压力变化和温度场分布。构建的CFD模型能够较好地模拟TVS的工作特性,证明CFD研究的有效性。针对不同液体初始充灌率、节流条件等影响因素进行变工况模拟,揭示TVS的工作规律。计算TVS在微重力下的控压性能,验证其在微重力下的可行性并获得运行规律。 展开更多
关键词 低温推进剂 压力控制 CFD仿真 微重力
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基于抱爪式对接机构捕获缓冲系统动力学仿真研究 被引量:5
16
作者 沈涛 张崇峰 +2 位作者 王卫军 冯文博 邱华勇 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2020年第6期1590-1598,共9页
现有在轨服务的对接机构由于其尺寸大、结构复杂、对接目标单一等局限性因素,无法很好地为后续我国探月工程任务提供有力支撑,且受限于运载能力,对接机构的轻量化也是必不可少的一项环节.为研究可服务于未来月球空间站以及载人登月等高... 现有在轨服务的对接机构由于其尺寸大、结构复杂、对接目标单一等局限性因素,无法很好地为后续我国探月工程任务提供有力支撑,且受限于运载能力,对接机构的轻量化也是必不可少的一项环节.为研究可服务于未来月球空间站以及载人登月等高轨道任务的对接机构,设计了一种新型抱爪式对接机构,其采用异体同构周边式构型,可以实现主/被动飞行器之间的互换.利用V型槽与爪钩等结构部件实现飞行器对接过程中的捕获以及能量消耗功能,从而实现两飞行器之间的稳固联接.该对接机构具备尺寸小、重量轻、结构简单、功能易实现等优势.对其捕获缓冲系统进行了动力学分析,计算了缓冲元器件的参数对其捕获性能的影响,在ADAMS完成了数字虚拟样机的建立,结合实际两种典型的对接初始条件工况进行了仿真研究.研究结果表明,两种工况下的对接过程能量消耗满足设计要求,能够以较小的V型槽的碰撞力完成捕获,结果证明了捕获缓冲系统的可行性以及该构型对接机构具备较好实现任务的能力. 展开更多
关键词 抱爪 对接机构 捕获缓冲 动力学 阻尼
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运载火箭推进剂加注演示训练系统设计与实现
17
作者 张平 孙晨 +4 位作者 荆晓荣 李文然 邹薇 汪彬 李杨 《上海航天(中英文)》 CSCD 2024年第4期148-154,共7页
液体火箭推进剂加注是发射场工作中的重要和关键环节,为了满足新时期发射场训练的高要求,特别是运载火箭近年来高密度发射对专业人员技术能力的要求,需要开展发射场运载火箭推进剂加注演示训练系统的研究。基于Unity 3D技术开发了运载... 液体火箭推进剂加注是发射场工作中的重要和关键环节,为了满足新时期发射场训练的高要求,特别是运载火箭近年来高密度发射对专业人员技术能力的要求,需要开展发射场运载火箭推进剂加注演示训练系统的研究。基于Unity 3D技术开发了运载火箭推进剂加注演示训练系统,针对发射场推进剂加注流程创建了动力系统三维虚拟装备和操作环境,采用虚拟仿真与实现技术建立了包含发射区回转平台、地面配气台、箭上阀门管路等动力系统设施设备的高交互性三维仿真场景,具备训练计划管理、训练导调管理、分队组训模拟、学员考核评估等功能,实现了对运载火箭推进剂加注和故障应急处置等过程的模拟训练,为发射场岗位人员开展运载火箭推进剂加注训练提供了技术支撑。 展开更多
关键词 运载火箭 动力系统 测试发射 仿真训练 Unity 3D
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航天器系统级减振/隔振应用研究及其进展 被引量:13
18
作者 陈健 冯淑红 +1 位作者 柳征勇 唐国安 《强度与环境》 2013年第5期37-42,共6页
研制减振、隔振系统对于改善卫星在火箭主动段飞行中的动态环境,降低卫星主结构的低频动力学载荷,提高卫星的可靠性具有重要的实际应用价值。对系统级减振、隔振在航天中应用进行了综述,并对目前国内航天在整星减振隔振研制中遇到的问... 研制减振、隔振系统对于改善卫星在火箭主动段飞行中的动态环境,降低卫星主结构的低频动力学载荷,提高卫星的可靠性具有重要的实际应用价值。对系统级减振、隔振在航天中应用进行了综述,并对目前国内航天在整星减振隔振研制中遇到的问题及进展情况,进行了介绍,对后续发展进行了展望。 展开更多
关键词 减振 隔振 航天器
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行星软着陆气囊缓冲系统动力学仿真研究 被引量:2
19
作者 张华 孟光 +1 位作者 刘汉武 韩智超 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2016年第20期125-129,208,共6页
气囊缓冲着陆系统具有轻质、安全、环境适应性强等特点,能有效保护着陆过程中着陆器的安全,在行星探测中应用广泛。针对一种"水滴形"自扶正气囊缓冲着陆系统建立了动力学模型,描述了气囊基于接触和几何非线性效应在行星表面... 气囊缓冲着陆系统具有轻质、安全、环境适应性强等特点,能有效保护着陆过程中着陆器的安全,在行星探测中应用广泛。针对一种"水滴形"自扶正气囊缓冲着陆系统建立了动力学模型,描述了气囊基于接触和几何非线性效应在行星表面充气、降落、碰撞、回弹及再碰撞等着陆缓冲过程。依据动力学仿真结果获取了气囊初始气压、初始着陆速度、星表地形等对气囊内部关键部位缓冲过载的影响规律,验证了"水滴形"气囊缓冲着陆系统可实现自动扶正及弹开分离等重要功能特征。研究结果为未来深空探测采用的气囊式缓冲着陆系统的工程设计提供了理论指导和参考。 展开更多
关键词 行星软着陆 气囊 着陆缓冲 动力学仿真
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空间双机容错计算机系统研究 被引量:8
20
作者 朱朝晖 张崇峰 陈卫东 《上海航天》 2004年第6期18-23,共6页
为在资源有限的条件下,最大限度地实现长寿命空间飞行器计算机系统的容错,同时又能达到所要求的性能,提出了一个模块化的双机容错设计方案。采用热冗余比较方式,软硬件组合实现系统的容错管理,可保证在某个资源或包含该资源的模块发生... 为在资源有限的条件下,最大限度地实现长寿命空间飞行器计算机系统的容错,同时又能达到所要求的性能,提出了一个模块化的双机容错设计方案。采用热冗余比较方式,软硬件组合实现系统的容错管理,可保证在某个资源或包含该资源的模块发生故障时,不会导致整个系统的失效,并具备模块级重构能力,从而实现系统的资源共享。不同冗余系统可靠性分析和有关测试结果表明,所设计的双机容错系统性能满足有关要求。 展开更多
关键词 星载计算机 容错 检测 重构
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