第 5 章 有效载荷
谢希仁《计算机网络》(第5版)章节题库-运输层(圣才出品)
第5章运输层一、选择题1．主机甲与主机乙之间已建立一个TCP连接，主机甲向主机乙发送了3个连续的TCP 段，分别包含300B、400B和500B的有效载荷，第3个段的序号为900。
若主机乙仅正确接收到第1个和第3个TCP段，则主机乙发送给主机甲的确认序号是（）。
[2011统考]A．300B．500C．1200D．1400【答案】B【解析】首先应该计算出第二个段的第一个字节的序号。
第三个段的第一个字节序号为900，由于第二个段有400B，所以第二个段的第一个字节的序号为900-400=500。
由于确认号就是期待接收下一个TCP段的第一个字节序号，所以主机乙发送给主机甲的确认序号是500。
这一题相对比较简单，考生只要理解TCP发送确认号的原理就可以了。
2．主机甲向主机乙发送一个（SYN=1，SEQ=11220）的TCP段，期望与主机乙建立TCP连接，若主机乙接受该连接请求，则主机乙向主机甲发送的正确的TCP段可能是（）。
[2011统考]A．（SYN=0，ACK=0，SEQ=11221，ACK=11221）B．（SYN=1，ACK=1，SEQ=11220，ACK=11220）C．（SYN=1，ACK=1，SEQ=11221，ACK=11221）D．（SYN=0，ACK=0，SEQ=11220，ACK=11220）【答案】C【解析】首先，不管是连接还是释放，一般只要写出来，SYN、ACK、FIN的值一定是1，排除A项和D项。
确认号是甲发送的序列号加1，ACK的值应该为11221（即11220已经收到，期待接收11221），所以排除B项可得正确答案A项。
另外需要重点提醒的是，乙的SEQ值是主机随意给的，和甲的SEQ值没有任何关系，这里只是巧合。
3．主机甲和主机乙之间建立一个TCP连接，TCP最大段长度为1000字节，若主机甲的当前拥塞窗口为4000字节，在主机甲向主机乙连续发送2个最大段后，成功收到主机乙发送的第一段的确认段，确认段中通告的接收窗口大小为2000字节，则此时主机甲还可以向主机乙发送的最大字节数是（）。
无人机技术基础与技能训练 第5章 无人机其他系统
第5章 无人机其他系统
2.回收方式 （3）撞网回收 撞网回收指的是无人机在地面无线设备和自动引导设备的引导下，逐渐降低高度，减小速度，然后正对着拦截网飞去，从而达到回收的目的。 （4）绳钩回收 绳钩回收指的是利用绳索抓捕无人机翼尖小钩来实现回收的一种方式，主要由回收绳、吸能缓冲装置、导引装置等组成，占用空间小，且不易受天气影响。 （5）气囊方式回收 气囊不仅可以配合降落伞使用，也可以单独作为一种着陆方式使用。这种方式不需要起落架和降落伞，无人机在着陆前打开气囊，然后直接触地即可借此实现缓冲目的。
地面站和任务规划系统
第5章 无人机其他系统
2.任务规划系统 （1）任务规划概念与目标 无人机任务规划是指根据无人机需要完成的任务、无人机的数量以及携带任务载荷的类型, 对无人机制定飞行路线并进行任务分配。 任务规划的目标是依据地形信息和执行任务的环境条件信息, 综合考虑无人机的性能、到达时间、耗能、威胁以及飞行区域等约束条件，为无人机规划出一条或多条自出发点到目标点的最优或次优航迹,保证无人机高效、圆满地完成飞行任务, 并安全返回基地。
发射与回收系统
第5章 无人机其他系统
1.发射方式 （3）母机空中发射 许多无人机，尤其是靶机是装载在固定翼飞机上从空中发射的，这些无人机通常都具有较高的失速，由涡轮喷气发动机提供动力。
发射与回收系统
第5章 无人机其他系统
1.发射方式 （4）火箭助推发射 有些无人机通常也在地面上利用火箭助推发射。火箭助推发射方式为使飞行器达到起飞速度通常需要有效作用距离上施加一个发射力，但一般要求在一段很长距离内把发射力施加在飞机上，以使其达到飞行速度。 （5）车载发射 就是将飞机及其配件装载在发射车顶上，鼓足劲儿驾车飞驰。 （6）轨道发射 有些无人机通过导轨或轨道加速到发射速度的装置称为轨道发射器。
第5章 ANSYS分析结果的后处理
K2
EXPAND为Yes，则K1至K2之间的所有节点都将被
约束，即相当于固定了这条边；KEPAND＝No则只
固定了K1、K2上的两个节点被约束。
4.2.1.2 在线（或面）上加载位移约束
命令：
DL, LINE, AREA ，Lab , Value ,Value2
DA, AREA, Lab , Value ,Value2
（3）Surface load(表面载荷)：为施加于模型某个表面上的分 布载荷。在结构分析中被指定为压力；在热分析中为对流和热 通量。
（4）Body load(体积载荷)：为施加于模型上的体积载荷或者 场载荷。在结构分析中为温度；热力分析中为热生产率。
（5）Inertia load（惯性载荷）：由物体的惯性引起的载荷， 如重力加速度、角速度、角加速度。主要在结构分析中使用。
左图所示显示了一个需要三个载荷步的载荷历程曲线：第一个载荷步用于 线性载荷，第二个载荷步用于不变载荷，第三个载荷步用于卸载。载荷值 在载荷部的结束点达到全值。
2)载荷子步
子步(Sub step):将一个载荷步分成几个子步施加载荷。
3)时间的作用
在所有静态和瞬态分析中，ANSYS使用时间作为跟踪参数，而不论分 析是否依赖于时间。在指定载荷历程时，在每个载荷步的结束点赋予时间
施加载荷可以通过前处理器 Preprocessor或求解器Solution 中的Loads项 完成。左图示菜单为第一种方式。弹出相应对 话框后：
(1)选择载荷形式：如Displacement(位移) ,Force/Moment(力和力 矩),Pressure(压力)、Temperature（温度）等；
(2)选择加载的对象：如:On Keypoints、On Lines、On Areas、On Nodes、On Element等；
飞机总体课程设计-110座支线飞机
飞机总体设计报告（110座级支线客机概念设计）学院：航空宇航学院一、设计要求：1.有效载荷–全经济舱布置110人（每人重75kg）–每人行李总重：20kg2.飞行性能指标–巡航速度：M–飞行高度：35000英尺－39000英尺–航程：2300（km），45分钟待机，5％燃油备份–备用油规则：5%任务飞行用油+ 1,500英尺待机30分钟用油+ 200海里备降用油。
–起飞场长：小于1700（m）–着陆场长：小于1550（m）–进场速度：小于220 （km/h）二、飞机构型的确定1.设计要求相近的飞机资料2.飞机布局形式参考机型：庞巴迪航宇集团CRJ-900中国商用飞机有限公司ARJ21英国航宇公司BAe146加加林航空制造集团SSJ-1001）尾翼（正常式“T”型单垂尾）避免发动机尾喷流达到平尾上。
避免机翼下洗气流的影响“失速”警告（安全因素）外形美观（市场因素）2）机翼（采用下单翼）便于安装起落架，且不挡住发动机进气。
可以布置中央翼，减轻机翼结构重量。
3）发动机（尾吊双发涡轮风扇发动机）飞机的驾驶比较容易，噪音小，符合易操纵性和舒适性的要求。
4）起落架前三点型式，主起落架安装在机翼上5）飞机草图三、机身外形的主要参数1.通道：单通道经济舱：5*22=110另外布置厨房、厕所及安全门2.机身横截面及当量直径1）经济舱座椅宽度19-21in，取21in；其中中间位置加宽为22in；过道宽度为19in。
机舱宽度为：21*4+22+19+10=135（其中为了舒适及结构需要增加10in）2）截面采用圆截面座椅设置在最大直径处，因此当量直径为135in=3.中间段长度确定经济舱座位间距为31-34in，取34in。
中间段设计一个I型（24in）和一个III型（20in）应急出口，以及2个厕所每个宽36in中间段长度为：34*22+24+20+36*2=864in=22m4.尾段长度确定喷气式旅客机的l fc/ d f在之间，取2.尾段长度为：2*=5.机身头段确定喷气式旅客机长径比在之间，取10，机身长度为10*=四、 机身头段确定：主要参数的确定1.主要参数的确定1）飞行参数航程2300（km ）为1242海里飞行高度35000-39000英尺；取35000英尺则a= 飞行速度 2)重量的估算()initial finalBreguet W RangeIn a L W M C D=根据航程方程：假定C 为，L/D 为 则有：WfinalWinitial =11()1()fuel cruise to finalfuel cruisefinal to totofinalW W W W W W W W W =-=-=-则：toW W fuelcruise=1-1/=35567124fuel F F F F F Fres F F F toto to to to to to to to toW W W W W W W W W W W W W W W W W W W W =++++++++=++++++=现在假设3个起飞重量，分别为80000lbs,140000lbs,200000lbs其中Wpayload=*110=23038lbsWto80000140000200000 Wfuel206403612051600 Wpayload230832308323083 Wempty3627780797125317最大起飞重量121135lbs使用空重lbs燃油重量lbs2.推重比及翼载荷根据下面的约束条件，画出界限线图1)起飞状态下的推重比约束2 )平衡场长度约束3) 第二爬升阶段状态下推重比约束4) 进场速度对翼载的约束5) 突风影响下翼载约束起飞距离：1600米平衡场长度：1600 米着陆距离：1500 米进场速度：70 米/秒。
薛梦轩—通信卫星有效载荷技术
NI总部设于美国德克萨斯州的奥斯汀市，在40个国家中设有分支机构，共拥
有5,200多名员工。在过去连续十二年里，《财富》杂志评选NI为全美最适合工作
的100家公司之一。作为最大的海外分支机构之一，NI中国拥有完善的产品销售、
技术支持、售后服务和强大的研发团队。
TestStand是一款旨在帮助测试和验证工程师快速
通信卫星有效载荷技术
汇报人：薛梦轩
目
录 1 电源概述 2 主要内容
3 工作映射
1 概述
通信卫星
通信卫星是在地球上，包括地面、水面和大气层中的无线电通 信站之间，利用人造卫星作为中继站进行通信，用于这一目的卫星 叫通信卫星。 通信距离远、覆盖面积大 灵活性和普遍性强 卫星通信的特点 宽域复杂网络构成能力 移动性好 安全可靠性高 通信容量大、建设成本低、能传递业务种类多
最低仅售 RMB 17,735.00
验证系统集成，包括铁鸟
对物理系统执行基于模型的测试
DIAdem是一款应用软件，可帮助您快速查 找、检查、分析和报告测量数据。 DIAdem是一个统一的软件环境，可提高 测量数据的后期处理效率。 DIAdem针对大型 数据集进行了优化，内含的工具可帮助您快速 搜索所需的数据，查看和研究数据，使用特定
术。
通信卫星有效载荷主要技术指标—通信天线设计技术
喇叭天线 结构简单、早期广泛 使用但增益很小，十 几分贝，难以缩小覆 盖区域，辐射能量分 散，不利于通信容量 的提高 抛物面天线 使用抛物面天线，大 大提高了通信天线的 增益，覆盖区域也因 此减小，但重量有所 增加。 多馈源赋形天线
实质是将各溃源对应 的覆盖区域在地面上
航天概论课件第五章
旋转式分离方式： · 头部整流罩由两瓣组成， · 两个半罩之间的纵向分离 面由多个爆炸螺栓或爆炸 索连接； · 整流罩下端由滑动铰链与 箭体连接。 · 分离力由安装在不同位置的两组弹簧提供，
主弹 簧组安装在整流罩与箭体结合面附近的罩体
内侧，
无污染侧向平推分离方式： · 两个半罩之间的纵向分离面由无污染炸药索
分离插接头连接； · 半罩下端框仍采用爆炸螺栓或爆炸索等普通
解锁装置与火箭箭体连接。 · 分离过程中和分离结 束后，爆炸产生的燃气 始终封闭在气囊和衰减 管内，不对有效载荷产 生污染。
（4）有效载荷分离机构 · 弹射分离和减速分离两种形式。 · 弹射分离利用弹簧或燃气作动器将有效载荷
弹出； · 连接解锁装置为带有爆炸螺栓的包带。 · 分离前，在包带紧箍力作用下将两分离体连
· 推进舱为中心筒承力结 构，高度1983mm，采用碳纤 维复合材料波纹筒，内装推 进剂贮箱。
· 周围由碳纤维复合材料面板和铝蜂窝夹心 的夹层板构成六面体箱式外形结构。
我国对地观察卫星系列公用平台 · 结构形式为中心承力筒
+板+构架结构，由有效载荷 舱、服务舱和太阳电池阵3个 模块组成。
· 中心承力筒采用碳纤维 复合材料薄壁加劲圆柱壳结 构。
· 材料为高强度硬 铝合金或碳/环氧复合材料。
箱间段： · 圆柱形，由隔框、桁条、蒙皮铆接的半硬壳式结 构。 · 壳体中部分布若 干用于安装和检查 仪器的舱口，舱口 用带有旋转锁的口 盖封闭；
级间段： · 结构形式取决于分离方式。 · 冷分离的级间段一般采用半硬壳式结构，
结构形式与箱间段没有多大区别，只是增加了分离 机构。
半硬壳式结构——由蒙皮、纵向和横向的加劲件组成 的薄壁结构。 · 纵向的加劲件有桁条和梁； · 横向加劲件有隔框和肋； · 由铆接、焊接和胶接等方式连接。 而是与 铆接在蒙皮上的桁条 共同承受正应力。
第五部分 机器人应用之四---军用机器人
洛克希德•马丁 公司、雷声公 武装战斗旋翼 司、贝尔公司、 无人机（UCAR）L－3公司、 DRS公司和哈 里斯公司 大中型 QH-50型无人驾 “螺旋动力”直 驶遥控反潜直 升机公司 升机
猎人（Hunter） 诺斯罗普•格鲁 短程无人机 门公司
分类
名称
参与单位
技术特点 陆军的探路者先进概念技术示范计划； 翼展：4英尺3英寸，机长3英尺7英寸，重量4.0 磅，飞行速度 28－60英里/小时，航程6.2英里， 续航时间60－80分钟。 可以携带足够的给养和备件执行72小时任务； 翼展为12.8英尺，长为11.2英尺，最大航程125 公里。 用于部队保护的空中监视系统； 可提供自主情报/监视/侦察 (ISR)能力，具有地 形规避能力并可在飞行中重新进行任务规划； 沙漠鹰翼展1.2米，体小身轻，仅重3.2公斤，续 航时间约为60分钟，升限500英尺，巡航速度40－ 60英里每小时。 可以长时间在无地面引导的情况下自主导航， 全天候独立完成飞行侦察任务并自动安全降落； 总重不超过60磅，翼展10英尺。
RQ-4“全球鹰”
诺斯罗普•格鲁 门公司
大中型 RQ-2B“先锋” 先锋无人机公 司
RQ-7“影 子”200
无人驾驶飞机 制造商公司
分类
名称 火线哨兵
参与单位 诺斯罗普•格鲁 门公司 NASA和通用原 子航空系统公 司
技术特点 正处于“工程制造与发展”阶段的垂直起降战 术无人机(VTUAV)项目。 执行海洋和大气研究、气候研究、海洋保护区 测绘和执法、海图绘制、渔场评估与执法等任务 填补陆基和空基观测装备之间的空白，使对地 、海和对大气的观测有了前所未有的视角； 翼展：26.21米。续航时间：32小时（在约16千 米的高空）。 远程中高空监视侦察系统； 机长：8.22米，高：2.1米，翼展：14.8米巡航速 度：118公里，最大速度：224公里，最大航程： 726公里。 低声学信号特征能秘密执行侦察任务，能对敌 人进行抵近侦察而不被发现； 高1.7米，翼展3米，最大速度300公里/小时，最 大航程800公里，起飞重量68公斤，有效载荷20公 斤，续航 时间4小时。
第五章 物联网系统应用层设计
计算通信量能够划分成以下几种
静态计算量：移动代理的计算状态在被分派前由源节点确定
动态计算量：根据当前网络条件，移动代理自动地决定源节点， 并决定动态路由或资源分配
混合计算量：源节点集由sink节点决定，而源访问顺序由移动代 理决定
平台需要具有开放、灵活、异构的架构，不但能够与传感器网络、移动 接入，以及宽带接入网络等无缝集成，而且能够与现有的运营商已有的 承载网和业务网无缝集成，平台具备可扩展性、易融合性等
平台必须具备完善的管理能力，实现统一的合作伙伴（SP）的管理、 统一的用户管理、统一的业务产品管理、统一的订购管理、统一的认证 授权管理等
物联网系统应用层设计51应用业务的网络性能需求52适用于物联网的应用协议53网络应用业务的服务质量设计54网络应用业务的负载均衡设计55应用层的安全设计51应用业务的网络性能需求511业务承载能力分析512基本业务需求分析513业务应用对平台营运的需求514业务带宽需求及管理511业务承载能力分析物联网应用可以分为6种基本类别监控报警类数据采集类信息推送类视频监控类远程控制类识别与定位类6种基本物联网应用对网络承载能力需求对比能力指标监控报警识别与定位类上行流量少量数据数据量较大少量数据量数据量较大下行流量较少数据量较大少量少量少量qos要求应用需求相关应用需求相关应用需求相关应用需求相关应用需求相关应用需求相关能力指标监控报警类数据采集远程控制类识别与定位数据安全应用需求相应用需求相关应用需求相关应用需求相关应用需求相管理配置远程管理配远程管理配置远程管理配置远程管理配置远程管理配较强较强较强较强较强较强终端移动应用需求相关应用需求相关应用需求相关应用需求相应用需求相关移动性应用场景家庭安防气象信息监测智能博全球眼工业自动化物流货运续表6种基本物联网应用对网络承载能力需求对比512基本业务需求分析不同的物联网业务对网络带宽实时性数据安全性终端设备移动性以及连接时长等有不同的需求欧洲电信标准化组织etsi和第三代合作伙伴计划专门针对机器到机器m2m业务的需求制定了相应技术规范以下是m2m应用的典型需求支持具有不同移动性的终端设备513业务应用对平台营运的需求物联网业务运营支撑平台能够对原有语音彩信短信等电信业务能力进行封装提供开放接口从而降低业务创新的难度平台需要具备透明的认证鉴权接入计费网管业务支撑等功能同时为所有的物联网业务者提供统一的运营维护管理界面平台必须提供不同行业应用系统社会公共服务系统如120110和119等的接入实现行业信息的整合提供大量数据的存储分析和挖掘具有云计算的能力平台需要具有开放灵活异构的架构不但能够与传感器网络移动接入以及宽带接入网络等无缝集成而且能够与现有的运营商已有的承载网和业务网无缝集成平台具备可扩展性易融合性等平台必须具备完善的管理能力实现统一的合作伙伴sp的管理统一的用户管理统一的业务产品管理统一的订购管理统一的认证授权管理等从业务提供者的角度来看希望专注于业务应用的开发关注业务数据和业务流程的处理期望简单快速的业务开发环境平台需要对提交的物联网业务开发需求自动匹配合适的传感
第五章 结构的强迫振动响应分析
第五章 结构的强迫振动响应分析§5.1 概述如果结构已经用有限元方法进行了离散化，当一个结构系统受到外激励作用时，其响应就是一个多自由度系统的强迫振动问题的解。
求解多自由度系统强迫振动响应的方法之一就是直接积分法。
考虑到实际结构的高维数（自由度数很大）而给求解带来的困难，往往在实际求解中采用模态叠加法。
直接积分法和模态叠加法这两种方法都可以得到具有相当精度的振动响应解，并且各有其特点。
§5.2 求解强迫振动响应的直接积分法对动力学基本方程)}({}]{[}]{[}]{[t P U K U C UM =++ （5－1） 进行直接积分，其含义是指在对方程进行积分之前，不对其进行任何形式的变换，在积分中，实际上是按时间步长逐步积分的。
这样做的实质是基于如下考虑：（1） 只在相隔t ∆的一些离散时间区间上、而不是在整个时间区间上的任一个时刻t 上满足方程，即平衡是在求解区间上的一些离散时刻上获得的。
（2） 假定位移、速度、加速度在每一个时间区间t ∆内按一定规律变化，也正是采用不同的变化形式，决定了各种直接积分解的精度、稳定性和求解速度。
首先，设}{}{}{000U U U 表示初始时刻（0=t ）的位移、速度和加速度为已知向量，要求出从0=t 到T t =的解，则把时间段T 均分为n 个间隔n T t /=∆，所用的积分是在T t t ,2,∆∆上求方程的近似解。
即要在t t t ,2,∆∆的解已知的情况下，求解t t ∆+时刻的解。
【中心差分法】若基本方程式的平衡关系作为一个常系数微分方程组，则可以用任一种差分格式通过位移来表示速度和加速度。
通常采用中心差分格式，这是一个行之有效的求解微分方程的格式。
}){}({21}{}){}{2}({1}{2t t t t tt t t t t tU U t U U U U t U ∆∆∆∆∆∆-++--=+-= （5－2）假定}{t U 及前一时刻的位移}{t t U ∆-已经求得，则将}{t U }{tU 代入方程（5－1）得到：}]){[21][1(}]){[2]([}{}]){[21][1(222t t t t t t U C tM t U M t K P U C t M t ∆∆∆∆∆∆∆-+----=+ （5－3）由此式求出}{t t U ∆+上述格式是一个显式格式。
第五章ABB机器人的三个关键数据配置
有效载荷的配置
双击load0，选择新载荷数据load1，然后单击“确定”。 同样，在搬运完成后，需要将搬运对象清除为load0。
坐标系的定义及分类
机器人系统中可使用若干坐标系，每一坐标系都适用于特定类
型的控制或编程：
在机器人系统中可使用若干坐标系，每一坐标系都适用于特定
类型的控制或编程。
●
是位于机器人基座，最便于机器人从一个位置移动
到另一个位置的坐标系。
●
与工件有关，通常是最适于对机器人进行编程的
坐标系。
●
定义机器人到达预设目标时所使用工具的位置。
有效载荷数据loaddata用于记录搬运对象的质量、重心的数据。
机器人不用于搬运，则loaddata设置就是默认的load0。
有效载荷的配置
如下表所示
有效载荷的配置
在手动操纵窗口中选择 “有效载荷”。
单击“新建…”。
有效载荷的配置
3.弹出有效载荷数据属性 界面，对属性进行设定，单击 “初始值”。
ABB机器人TCP的标定
操作机器人依次定义点 位2点、点位3、点位4的位 置。
修改后点位 数据后，点击确 定保存。
ABB机器人TCP的标定
查看数据值，最大最小 误差，看是否满足要求，要 是不满足要求，重新示教重 定义。
确定没有问题后，点击 确定进行数据保存。
ABB机器人TCP的标定
点击编辑，选择更改值， 进一步修改工具参数。
坐标系的定义及分类
在工作单元 或工作站中的固定位置有相 应的零点。
有助于处理若干个机器 人或由外轴移动的机器人。
在默认情况下，大地坐 标系与基坐标系是一致的。
飞行器 原理 教学课件 第5章 飞机的平衡、稳定和操纵
当舵面向上偏转时，舵面上产生的附加升力，对 升降舵的转轴亦形成力矩，通常称为铰链力矩，亦 称枢轴力矩。图
为了保持舵面的偏角不变，驾驶员必须对驾驶杆 作用一定的力，通常称为驾驶杆力，简称为杆力。
飞机在飞行时的操纵，是通过三个主舵面（操纵 面）——升降舵/全动平尾、方向舵和副翼来实现 的。 图
各个操纵面控制飞机的原理都是一样的，即通过 操纵面的偏转改变升力面上的空气动力，增加或减 少的空气动力相对于飞机重心产生一个使飞机按需 要改变飞行姿态的附加力矩。
同稳定性一样，飞机的操纵性同样可分为纵向操 纵性、航向/方向操纵性和横向操纵性。
飞机的航向静稳定性主要由垂直尾翼来保证。图
5.2.4 飞机的横向静稳定性 在飞行中，飞机受微小扰动而使横向平衡状态遭
到破坏时，在扰动消失瞬间，飞机若不经驾驶员操 纵就具有自动地恢复到原来横向平衡状态的趋势， 则称飞机具有横向静稳定性；反之，就没有横向静 稳定性。
横向平衡状态遭到破坏后，飞机同样会产生侧滑 现象。图
5.1.3 飞机的平衡及保持平衡（配平）的方法 (1) 飞机的纵向平衡及其保持方法 飞机在纵向平面内作等速直线飞行(作用在飞机
上的各力保持平衡)并且不绕横轴转动(飞机的上仰 力矩等于下俯力矩)的运动状态，称为纵向平衡。图
当飞机的纵向平衡状态遭到破坏而出现附加的不 平衡俯仰力矩时，可以借助于升降舵的偏转来产生 俯仰操纵力矩，以保持飞机原有的纵向平衡状态。
状态遭到破坏时。在扰动消失瞬间，若飞机能不经 驾驶员操纵就有自动地恢复到原来航向/方向平衡 状态的趋势，则称飞机具有航向/方向静稳定性。
防火防爆工程 第五章
（2）爆燃转爆轰型的爆炸 在长径比L/D较大（L/D>5）且内部 有紧密排列的设备和隔板等障碍物的封闭体内，点火后，火焰的传 播会引起火焰前的气体加速运动，这种运动的气体能在障碍物处产 生大尺寸的湍流。这种湍流可引起有效火焰面积的迅速扩大，扩大 的火焰又会引起压力更快的升高和湍流火焰的进一步相互作用。这 个过程可导致封闭体内某些局部气相爆轰，这些局部点的压力会突 然升高，可达到1.5MPa左右，这就可能造成局部性的严重破坏。
气体和粉尘爆炸的模式大致可以分为四种： ① 定压燃烧；② 爆燃；③ 定容爆炸；④ 爆轰。
定压燃烧是无约束的敞开式燃烧。其燃烧产物能及时向后排放 ，其压力始终保持与初始环境压力相平衡，因此系统的压力是恒定 的。定压燃烧的一个特征参量为定压燃烧速度，或叫基本燃烧速度 。它取决于燃料的输运速率和反应速率。
1. 最佳体积浓度Cm
燃料和空气或氧气混合物的燃烧速度和放热量均随燃料浓度而 变化，当混合比达到某一值时，其基本燃烧速度达到极值，此时的
燃料浓度称为最佳浓度Cm。Cm一般用体积百分数表示 。
2. 化学计量浓度Cst 所谓化学计量浓度即为可燃剂恰好被氧化剂全部氧化生成CO2
和H2O时的浓度。
3. 极限浓度 当从化学计量浓度增加或减少可燃物浓度时，燃烧速度都会减
5.1.5 压力容器爆炸
装有惰性气体的压力容器爆炸是一种物理爆炸，即将高压气体 的潜能转化为动能，对周围介质起破坏作用。
复合材料制备技术讲义(5)-热压罐成型实例
T300—3000一40B碳纤维性能
T300／HD58层压板物理及力学性能
4、工艺难点分析
（1）蜂窝夹层结构面层密实度控制问题 蜂窝夹层结构面层密实度较难保证。尤其是采用一步法固化成型时， 由于加压固化的支持面为蜂窝芯，造成复材面板加压不均匀，呈凹凸 状，从而导致面层密实度极不均匀，有的甚至出现局部明显分层，造 成力学性能差，面层传剪能力变弱，直接影响结构的使用性能。采取 三步法热压罐固化工艺及软模技术，保证了面层密实度的要求。 （2）两端框与壳体的装配协调问题 火箭仪器舱处于三级箭体上的重要部位。其前后端框与卫星接口支 架、三级储箱的连接要求极其严格，其对接面平面度、圆度、平行度、 方位扭转误差以及对舱体的纵轴垂直度在图纸和技术条件上均有严格 的规定。我们通过改进钣金工艺方法，设置合理的工艺流程，提高铆 接及装配质量来满足仪器舱的装配要求。
1、仪器舱的结构形式及特点 整体采用碳纤维面板／铝蜂窝夹层结构； 前后端面为铝合金端框，前端面与卫星支架相连、后端面 与三级过渡段和整流罩相协调，舱壁上安装了圆盘支架、电
子程配、数字量变换器、振动传感器，小平台支架、爆炸器 等一系列仪器设备。另外，舱壁上还分布着检查窗等开口；
仪 器 舱 呈 截 圆 锥 形 ， 前 框 直 径 为 1248mm ， 后 框 直 径 为 2896mm ，高为 1028mm ，截圆锥形壳体与后端面呈 52.3°的 夹角。
5.2 热压罐结构
分大部分：机械部分、功能部分、控制部分。
机械部分包括罐体、底板与小车、气流控制装置、密封装置等；
功能部分包括加热、加压、抽真空及冷却系统；
控制部分包括温度、压力的手动和自动控制系统； 罐体：为圆筒形压力容器，封头采用压制成型，筒身采用钢板卷筒焊制。 筒身由内外筒组成，加热与冷却装置安装在内外筒之间。罐体内装有风 机，使空气通过内外筒涵道强制循环流动。内筒焊有底板，上置轨道和 小车，制品可由小车进出罐体。 加热装置：采用电加热和空气加热。电加热结构紧凑，方便易控。 冷却装置：强制冷却。
第五章牛顿第三定律
第五章三、牛顿第三定律一个短跑运动员在非常短暂的时间里，从静止达到他的起跑速度，如果知道他的质量、加速度，用公式尸=〃也可以求出作用于他的力。
但是，这个力是从何而来的呢？是运动员对自身的作用？还是别的物体对他的作用？别的物体又为什么会对他作用呢？作用力和反作用力在前一章学习弹力时，我们就已经作过分析：用手指拉长弹簧时，手指会感受到弹簧的拉力；用手压缩弹簧时，手掌会感受到弹簧的压力。
所以，手指和弹簧、手掌和弹簧之间的作用都是相互的。
如果有两个同学分别站在两辆平板小车上，当其中一人用手推另一人时,两人都同样受到力的作用且同时向相反方向运动［图5-6(a)］;带上异种电荷的两通草小球，会相互吸引，而使悬挂小球的两根细线都发生倾斜［图5-6(b)］；固定在小车上的磁棒，由于同名磁叔间的相互排斥，两辆小车就向相反方向运动［图5-6(c)］,,—TmTTTTTTTTrnTTT77ITTTTfTTPnTQ) S) (C)图5.6观察和实验表明，两个物体之间的作用总是相互的，这个物体对那个物体有力作用时，那个物体也一定同时对这个物体有方向相反的力的作用。
所以力是物体间的相互作用自然界不存在只受到别的物体对它的作用力，而不同时对别的物体施加力的物体，当然也不存在只对别的物体施加力，而不同时受别的物体作用力的物体。
地球对存在于它周围的物体有吸引的作用，存在于它周围的物体同时对地球也有吸引的作用。
两个物体间相互作用的一对力，叫做作用力和反作用力。
我们可以把其中任意一个力叫做作用力，那么另一个力就是反作用力。
牛顿第三定律为了研究作用力和反作用力的关系，可以按照图5-7做一个简单的实验：把两只弹簧秤A和B的挂钩勾在一起，让弹簧秤B的另一端固定在墙上，再用手拉弹簧秤A的另一端，这时可以看到，无论怎样改变手的拉力，两只弹簧秤上的读数总是相等的。
弹簧秤B的读数表示弹簧秤A对它的作用力的大小，弹簧秤A的读数表示弹簧秤B对它的作用力的大小。
有效载荷
科学类有效载荷包括X射线望远镜分光仪、太阳光学望远镜、离子质谱仪、X射线分光计以及各种空间环境测 量和监测装置等。这类有效载荷可用于空间环境探测、天文观测和空间科学试验等。
地位与作用
地位与作用
有效载荷是航天器的核心，在航天器设计中起主导作用。
工作环境
工作环境
图1有效载荷工作环境的组成有效载荷作为航天器系统的核心，其设计要求和一般工程系统项目设计要求不 同。其中，产生不同的最大原因之一是由于它会遇到一般工程系统项目所没有的一些特殊环境。这些特殊环境主 要包括有效载荷暴露在太空运行时所遇到的各种外部空间环境（如大气环境、等离子体环境、空间碎片等），以 及有效载荷在航天器内部所遇到的各种平台内部环境（如力学环境、热环境、电磁环境等），如图1所示。在有效 载荷分析与设计中，需要把这些特殊环境作为约束条件，使研制出的有效载荷能适应这些特殊环境。正是由于特 殊环境的影响，航天器有效载荷的研制过程和产品与一般项目有很大的区别，例如空间相机与家用相机，在结构、 外形、材料、性能、价格等方面都有很大差异。因此，研究有效载荷的环境要素及其对有效载荷的影响，在有效 载荷的研制和应用全过程中占有特殊重要的地位，也是有效载荷系统设计的重要环节和依据。
2．认真研究各种约束条件，科学选择有效载荷方案
有效载荷的设计一般都有几种方案可供选择，在满足总体指标前提下，必须认真研究各种约束条件，从多方 面进行比较，尽量使选择的方案优化。方案的比较要尽量量化，不同因素要赋予不同的权重。过分强调方案的技 术指标越高越好的观点是不正确的，应以满足用户需求为原则；当然技术可行性和经济性的考虑也是重要的。
1．从应用功能看
有效载荷方案
有效载荷方案第1篇有效载荷方案一、方案背景随着我国航天事业的飞速发展，有效载荷技术在各类航天器中发挥着日益重要的作用。
为确保有效载荷的稳定运行与高效利用，结合项目需求，制定本方案。
本方案旨在规范有效载荷的选型、设计、制造、测试及运维等环节，确保合法合规，提高航天器整体性能。
二、方案目标1. 确保有效载荷选型的科学性、合理性和先进性；2. 保证有效载荷设计与制造质量，满足性能指标要求；3. 规范有效载荷测试流程，确保测试覆盖全面、结果可靠；4. 提高有效载荷运维效率，降低故障率。
三、方案内容1. 有效载荷选型（1）根据项目需求，明确有效载荷的功能、性能、质量、体积、功耗等指标要求；（2）开展国内外相关技术调研，分析现有技术的优缺点，筛选符合要求的有效载荷技术；（3）组织专家评审，对候选有效载荷技术进行评估，确定最终选型。
2. 有效载荷设计（1）依据选型结果，开展有效载荷详细设计，明确设计输入；（2）遵循国家及行业标准，确保设计合法合规；（3）采用模块化、通用化设计原则，提高设计可靠性和可维护性；（4）开展设计评审，确保设计输出满足项目需求。
3. 有效载荷制造（1）选择具备资质的制造商，签订制造合同；（2）监督制造商按照设计文件和标准工艺进行生产；（3）对关键工序和重要部件进行质量把关，确保制造质量；（4）组织中间验收，对制造过程进行质量控制。
4. 有效载荷测试（1）制定详细的测试方案，包括测试项目、方法、设备、人员等；（2）按照测试方案开展有效载荷功能、性能、环境适应性等测试；（3）对测试数据进行分析，评估有效载荷性能指标；（4）编制测试报告，总结测试结果，为后续改进提供依据。
5. 有效载荷运维（1）制定有效载荷运维规程，明确运维职责、流程和措施；（2）建立故障诊断和应急处理机制，提高故障处理效率；（3）定期开展运维培训，提高运维人员技能水平；（4）收集运维数据，进行数据分析，优化运维策略。
四、方案实施与监督1. 设立项目组，明确各阶段责任人；2. 制定详细实施计划，明确时间节点、任务要求和验收标准；3. 强化过程监督，对关键环节进行质量控制；4. 定期组织项目汇报，及时解决项目实施过程中的问题；5. 验收合格后，对项目进行总结，形成经验教训。
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空间飞行器总体设计
§5.1 概述
1. 卫星有效载荷的分类
1）科学探测和实验类
用于探测空间环境、观测天体和空间科学实验的各种仪器、设备和系 统等。 （1）可以专门装载于科学卫星上，如：“实践”卫星上的宇宙射线 计、单粒子监测仪；如天文卫星上的各类可见光和红外天文望远镜等。 （2）可以搭载于某些应用卫星上，如：“风云二号”卫星上的质子 和电子探测器、X射线探测器等。
2）信息获取类
用于对地观测的各种遥感器，如：“风云一号”上的10波段扫描辐 射计，“风云二号”上的多通道自旋扫描辐射计，“资源一号”上的 多光谱CCD相机和红外多光谱扫描仪，返回式遥感卫星上的胶片相 机。
空间飞行器总体设计
§5.1 概述
1. 卫星有效载荷的分类
3）信息传输类 用于中继通信或单向信息传输的仪器、设备和系统，
“闪电”Ⅰ号通信卫星
苏联“静止”T号广播卫星
空间飞行器总体设计
§5.2 通信卫星的有效载荷
1. 基本组成和工作原理
1）基本组成 转发器：实质是一台宽频带的收发信机。 天线：用于卫星通信信号收发。有时可完成测控信号
的收发。通信天线可分为：全球波束、半球波束、区 域波束、点波束、多波束以及赋形可变波束天线等。 2）工作原理
有效载荷要满足与卫星平台的接口关系，包括设备尺寸和 安装尺寸、质心、转动惯量、功耗、供电电压，以及其它机 械接口、热接口、电接口等。
空间飞行器总体设计
§5.1 概述
3. 卫星有效载荷设计的一般技术要求
4）必须满足与应用系统之间的特定关系 有效载荷的功能和性能技术指标是由应用的需求决
定的。有效载荷的设计必须符合卫星应用系统顶层设 计的要求必须与地面应用系统设计综合考虑；星、地 设备间应合理分配指标，尽量达到系统设计整体优化。
陆地卫星-7(landsta)
法国斯波特-1卫星(SPOT-1)
法国斯波特-4卫星(SPOT-4)
地球资源卫星
空间飞行器总体设计
§5.3 地球资源卫星的有效载荷
1. 光学成像遥感器
1）性能参数
工作谱段：指遥感器获取的图像来自的谱段。光学成像遥 感器工作频谱范围包括紫外、可见光和红外。
分辨率：获取图像细节能力。 调制传递函数(MTF)：以不同频率的正弦信号作为系统输
空间飞行器总体设计
§5.1 概述
2. 卫星有效载荷设计的一般原则
2）研究各种限制条件，选择有效载荷方案
有效载荷设计一般都有几种方案可供选择，在满足总体指 标的前提下，必须认真研究各种约束条件，从多方面进行 比较，尽量使选择的方案优化。
3）合理分配技术指标
有效载荷总体技术指标确定后，要将指标合理分配至设备 级、部件级。分配时要将有效载荷作为系统看待，进行系 统性能综合分析，指标分配结果要使系统最优。
空间飞行器总体设计
§5.1 概述
1. 卫星有效载荷的分类
一般可分为：科学探测和实验类、信息获取类、信息传 输类、信息基准类。
按所涉及的专业技术领域分类：可分为光学遥感器和微 波遥感器。
按应用分类：通信卫星有效载荷、气象卫星有效载荷、 地球资源卫星有效载荷、海洋卫星有效载荷、导航卫星有 效载荷、侦查卫星有效载荷、科学卫星有效载荷和技术试 验卫星有效载荷等。
与频段及带宽有关的参数：通信频段、带宽和频率再用特性等。 与通信品质有关的参数：通道的幅频特性、相频特性、幅度非线
性、相位非线性、变换频率及其准确度、杂波输出和相位噪声、 对上行信号变化的补偿和各种稳定性等。
2）主要设计考虑
要在规定的频段、带宽、服务区覆盖要求等条件下，对确定的与 通信容量和通信品质有关的指标进行科学合理的分配。
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§5.4 气象卫星有效载荷
气象卫星分极地轨道和静止轨道两种。有效载荷指星上用 于气象信息获取、处理、存储及发送的设备。主要包括：遥 感器、实时信息处理器、大容量数据记录器及发射机等。
全球气象卫星布局图
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§5.4 气象卫星有效载荷
空间飞行器总体设计
§5.4 气象卫星有效载荷
HY－1A卫星第一轨CCD图像
空间飞行器总体设计
§5.5 海洋卫星有效载荷
2.微波遥感器
1）雷达高度计 主要用于测量平均海平面高度，从而测定大地水准面， 同时可测量有效波高、海面风速、洋流和海冰等。
2）微波散射计 主要用于测量海面风场，包括标量风速和风向。
空间飞行器总体设计
§5.6 导航卫星有效载荷
如：各种通信卫星上的转发器和天线，遥感卫星上的 遥感数据传输设备。 4）信息基准类
用于提供空间基准和时间基准信息的各种仪器、设 备和系统。如：导航卫星的高稳定频标，重力场测量 卫星上的激光角反射器等。
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§5.1 概述
2. 卫星有效载荷设计的一般原则
1）理解用户需求，确定总体技术指标
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§5.2 通信卫星的有效载荷
通信卫星上直接执行 通信任务的空间仪器设 备，称为通信卫星的有 效载荷。 通信卫星一般可分为地 球静止轨道通信卫星和 非静止的中低轨道通信 卫星，又可按固定业务、 移动业务、直播、跟踪 与数据中继和军用通信 等分类。
空间飞行跟器总踪体和设数计据中继卫星
欧洲资源卫星 日本地球资源卫星
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§5.3 地球资源卫星的有效载荷
6. 数据传输设备
卫星遥感器获取的遥感数据往往要经过数据传输 设备传送至地面，再经过处理、分析、进行应用。 数据传输系统包括空间段部分和地面段部分：空间 段部分就是卫星的数据传输分系统，主要包括编码 器、标准信号器、调制器、发射机和发射天线；地 面段部分主要包括接收天线、接收机、解调器、磁 带记录器、处理设备等。
4）通过仿真和试验来验证优化设计
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§5.1 概述
3. 卫星有效载荷设计的一般技术要求
1）对环境适应性的要求 像卫星上的其它仪器一样，它必须能适应卫星发射、 在轨运行的工作环境，主要有：
能适应力学环境要求； 能适应失重状态要求； 能适应真空状态要求； 能适应温度变化要求； 能适应空间辐射环境要求。
用户需求往往是针对应用卫星或针对整个卫星应用系统 提出的，而不是直接对有效载荷提出的，有效载荷设计者 就需要与卫星应用系统和卫星总体设计者一道，根据用户 需求，进行综合分析，确定有效载荷的总体指标。
例：通信卫星的用户要求： 传多少话路、多少路电视 涉及：有效载荷、地面应用系统。 光学遥感卫星的用户要求： 地面分辨率、观测带宽度、 重复观测周期。 涉及：有效载荷、轨道、指向控制能力。
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苏联/俄国全球导航卫星 (GLONASS)
改进实用型“子午仪”号 卫星——“新星”
导航星Ⅰ号
导航卫星
导航星Ⅱ号
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§5.6 导航卫星有效载荷
2 全球导航定位系统有效载荷
目前应用的有美国的GPS系 统（6个轨道面24颗星）和俄罗 斯的GLONASS系统（3个轨道 面24颗星）。正在建设的有欧 洲的GALILEO系统。 工作原理是用户同时接收四颗 卫星的编码信号，测量这四颗星 各自到用户的伪距，并由解读卫 星广播的导航电文得到卫星的位 置，从而进行定位。
将光信号转换为电荷，以电荷耦合方式作为模拟移位输 出的器件。 2）多光谱扫描仪
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§5.3 地球资源卫星的有效载荷
3. 高空间分辨率类遥感器
地球资源卫星高空间分辨率类遥感器可以测制比例尺寸大于1:5 万的地图，在资源勘测、环境观测和城市规划及目标识别等方面 有独特优点。 例成像公司的IKONOS卫星的轨道高度为680km，其相机有5 个工作谱段，全色谱段在星下点的地面分辨率为0.82m，4个多 光谱在星下点的地面分辨率为3.28m，观测带宽度均为11km。
空间飞行器总体设计
空间飞行器总体设计
空间飞行器总体设计
空间飞行器总体设计
§5.3 地球资源卫星 的有效载荷
5. 合成孔径雷达
SAR是一种有源微波遥感成 像设备。 SAR发出的微波脉 冲经地物后反向散射，再经 SAR接收，通过对接收信号 的处理探测到地物后向散射 系数的二维分布，从而获得 地物的SAR图像。SAR图像 依赖于SAR工作频段、极化、 入射角度等。
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§5.1 概述
3. 卫星有效载荷设计的一般技术要求
2）质量、体积、功耗及可靠性要求
一般来说，有效载荷质量减小1kg，运载火箭的起飞质量可 减小1～2t，显然减小质量对提高性能价格比是十分重要的。 由于卫星设备的不可在轨维修性，对高可靠和长寿命提出了 更高的要求。
3）必须满足与卫星平台之间的特定关系
入，系统输出信号的调制度与输入信号调制度之比随频率 变化的函数 信噪比(S/N)：有用信号与噪声之比
2）主要设计考虑
在规定的各项技术指标要求下，对各组成部分的指标进行 科学合理的分配。
空间飞行器总体设计
§5.3 地球资源卫星的有效载荷
2. 多光谱类遥感器
多光谱遥感器是地球资源卫星应用最多最广的遥感器。 1）多光谱CCD相机
1.扫描辐射成像仪
气象卫星上普遍装载的遥感器。主要作用是获取云及 地表的二维景物图像，地表温度、洋面、泥沙、水陆分 界、云顶温度。
2.大气探测仪
主要作用是大气温度及水汽的垂直分布探测、地表冰 雪探测和降水和地表特征探测。
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§5.5 海洋卫星有效载荷
主要用于探测海洋水色要素（如叶绿素浓度、悬浮物和污染物）， 探测海表面拓扑（海平面高度的空间分布），探测海洋动力环境 （海面风场、海浪、海冰等）。有效载荷包括不同种类的光学遥感 器和微波遥感器。
卫星导航的基本作用是向各类用户实时提供准确、连续的位 置、速度和时间信息。分类：低轨测速导航系统、全球导航 定位系统、全球同步卫星无线电测定系统。