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陈新发 《导弹与航天运载技术》2006,(5):8-12
将预估的再入飞行器总质量作为设计资源科学合理地分配给各分系统是再入飞行器总体设计的一项重要工作。采用基于模糊评判的正交多项式响应面方法,以表征再入飞行器及各分系统质量指标设计水平的水平系数为变量,建立了再入飞行器质量分配的二次响应面模型,并阐述了模型的应用。 相似文献
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针对升力式高超声速飞行器再入可达区计算问题,提出了一种粒子群优化(PSO)和倾侧角反转相结合的混合求解方案。为了减小待优化变量的搜寻空间,设计了一种参数化的倾侧角剖面,利用约束PSO算法求解满足再入过程约束和末端约束的最优滑翔轨迹。通过倾侧角正向和逆向反转逻辑直接生成倾侧角指令集合,进而实现高超声速飞行器再入可达区的快速估算。高升阻比再入滑翔飞行器CAV-H仿真实例表明,该混合优化求解方案易于实现且无需预估参数初值,具有良好的可操作性。 相似文献
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一、概况复合材料在导弹上已使用了一段时间。最初用在战术导弹的雷达天线罩上。该技术很大程度上借用了飞机整流罩的经验,只是导弹比起飞机有着更加严重的加热。六十年代研制成功了纤维缠绕的火箭发动机壳体,后来又把复合材料应用于火箭发动机喷管以及再入飞行器上,它们与飞机构件没有什么共同之处,各自按其需要发展起来。最近几年,对高性能固体火箭发动机和再入飞行器所提出的要求已促使高温复合材料发 相似文献
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发展并试验证明了从洲际弹道式导弹再入条件下软回收高弹道系数再入飞行器的一种技术。到目前为止已经采用本文叙述的质量抛投、降落伞回收技术软回收了两种不同类型的再入飞行器。另外两个不同设计的再入飞行器现在正在进行加工和装配,为飞行试验作准备。一种能从更严重的环境中回收再入飞行器的回收技术,现正在进行分析与地面试验,计划在两年内进行飞行试验。本文介绍所有这些飞行器,并摘要介绍飞行试验结果。 相似文献
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通过对重复使用运载器再入动力学建模技术的研究,提出以再入飞行器导航常用的WGS-84世界大地坐标系为参考,在北天东坐标系建立飞行器再入质心动力学方程和描述飞行姿态的建模方法,建立可兼顾再入返回和高精度着陆需求的通用刚体动力学模型;借鉴运载火箭与导弹等弹性飞行器动力学模型的应用经验,提出混合坐标法,首先用准坐标系描述飞行器等效刚体的刚性平动和转动,然后用有限元理论描述弹性飞行器相对于等效刚体的复杂弹性振动,最后利用弹性变形引起的附加攻角和侧滑角产生的附加力和力矩体现刚体和弹性振动耦合的刚弹耦合动力学模型建模方法,并基于再入通用刚体动力学模型建立适用于面对称重复使用运载器的再入刚弹耦合动力学模型。结果表明:建立的重复使用运载器再入动力学模型充分考虑了地球椭球体和自转的影响,模型物理意义明确,工程实用性强。 相似文献
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采用索纳尔(Thornel)300碳纤维和环氧树脂制造了两个完整的再入飞行器基体结构,其一般设计包含了在可供使用的再入飞行器上具有的各种特征和复杂性。使人感兴趣的主要特点有:安排紧凑、框架定位精确、几何形状复杂和有一个复合材料尾部闭锁接头。其中一个基体结构进行静态试验直到破坏,而且保证质量和制造费用的数据有许多资料证明。这项工作是按照 F33615-76-C-5013合同由美国空军主办。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1986,(1)
弹道式导弹再入飞行器携带核弹头。再入飞行器设计成能使导弹再入地球大气层时伴生的风和大气密度等这样一些环境因素的影响减小到最低程度,而导弹的速度与精度只稍为有所减小。假定弹道为完整的弹道式轨道,如果再入效应不考虑,则再入飞行器理论上能达到,的总精度为:圆概率误差(CEP)小于250英尺。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1991,(11)
本专利介绍再入飞行器的雷达天线窗,它是用氮化硼、二氧化硅和氮化硼丝做成的复合材料制成。在这种复合材料中最佳的含量范围是二氧化硅为2%至18%,而氮化硼基体为5%至15%。 相似文献
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带推力高超声速飞行器非连续点火助推可有效提高再入飞行器灵活性和机动性。为分析点火时刻和助推时长对飞行器再入轨迹的影响,根据发动机开关机状态,改进高斯伪谱法将非连续点火助推再入轨迹进行分段优化处理,实现不同点火时刻和助推时长的再入轨迹优化。发动机关机时,利用高斯伪谱法生成满足多约束条件的最优再入轨迹;发动机点火后,按照给定控制输入,由数值积分计算生成再入轨迹。在分段点处附加约束条件,保证飞行器状态在分段点处连续衔接。选取再入过程中A、B、C、D 4个典型时刻进行发动机一次点火和二次点火,以横向航程最大为目标,设计仿真算例。研究结果表明:改进的高斯伪谱法可有效求解带推力飞行器非连续点火再入轨迹优化;在助推发动机总冲一定时,点火时刻对飞行器再入轨迹影响明显。 相似文献
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杨炳尉 《导弹与航天运载技术》1985,(5)
弹道式再入飞行器已使用在多个型号上,确保安全再入的问题基本上已经解决。在解决了再入生存性问题之后,对再入飞行器的研究重点已转到如何提高再入飞行器的性能上。美国从六十年代后期到八十年代初,也一直在研究和开发高性能端头,执行了诸如“高级弹道式再入系统计划”、“被动式防热端头技术计划”、“再入飞行器性能技术计划”等大型研制计划。本文对弹道式再入飞行器的高性能端头和解决的技术途径提出一些分析和看法。 相似文献
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本文综述了再入飞行器弹载测试仪表当前的技术水平,简要介绍了各类测试仪表,并重点叙述了目前使用的各类仪表性能以及使用中的限制(精度)。文章还给出了参考文献,以便进一步了解仪表的细节。这些测试仪表可用来测量端头力和外形,再入飞行器动态性能和与附面层有关的各种物理现象。最后本文给出了再入遥测系统典型测试仪表简图及其传输能力,并从数据传输角度作了讨论。 相似文献
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吴兆宗 《导弹与航天运载技术》2005,(2):39-43
从“直线弹道”的基本假设和结论出发,推导并给出了再入飞行器再入大气层过程中,诸多物理量的近似解析计算公式,揭示了各物理量之间内在的本质联系、各物理量随再入高度的基本变化规律以及它们与再入飞行器再入初始速度、初始弹道倾角、再入飞行器质阻比的关系。 相似文献
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基于倾侧角反馈控制的预测校正再入制导方法 总被引:2,自引:2,他引:0
针对升力式高超声速飞行器再入滑翔制导问题,提出了一种基于倾侧角反馈控制的预测校正制导方法。该算法不依赖于传统的准平衡滑翔条件(QEGC),能够抑制再入滑翔飞行过程中产生的周期性轨迹震荡现象。纵向制导采用落点预测与指令校正相结合的方法,通过设计倾侧角反馈控制律对飞行器的高度变化率进行实时修正;侧向制导兼顾考虑横程误差和航向角误差对制导指令的影响,设计了一种基于归一化误差走廊的倾侧角反转逻辑,实现了飞行器的侧向运动控制。CAV-H高超声速飞行器制导仿真实例表明, 该制导方法有效地抑制了再入滑翔轨迹的周期性震荡,导引飞行器完成平稳再入飞行。Monte Carlo仿真验证表明,在多种扰动和误差存在的情况下,该制导方法具有良好的鲁棒性。 相似文献