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建立了高超声速飞行器建立动力学模型,进行轨迹计算与分析.研究不同动力系统对飞行器性能的影响,对采用冲压发动机和火箭发动机的高超声速巡航不同特点进行分析,结论可为高超声速飞行器的总体设计提供参考. 相似文献
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近空间飞行器巡航方式对比分析 总被引：1，自引：0，他引：1
针对设想的三种近空间飞行器巡航方案，分析了不同巡航方式可能采用的推进系统，建立了相应的动力学模型，对各方案进行了弹道计算，研究了巡航高度对动力巡航方案航程的影响。依据计算结果，对不同方案的弹道特性进行了比较分析，结论认为现阶段应优先发展无动力滑翔和弹道跳跃式近空间飞行器。 相似文献
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火箭主动段飞行过程中,由于测控设备失效,导致测量数据丢失,设备恢复后无法快速重捕目标。利用某点测量数据的速度值,参考理论弹道上最相近速度值,引入科氏力概念,通过对变质量质点的运动力学分析,实现数据修正及弹道的外推。以MFC为软件应用平台,研究实现一种新型运载火箭飞行引导机制软件。试验表明,该新型运载火箭飞行引导机制,能够高精度、全弧段实现火箭飞行主动段的有效引导。并且基于MFC平台的软件系统具有很强的灵活性和可操作性。 相似文献
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针对采用组合发动机作为动力系统,以水平发射模式起飞的新型近空间飞行器建立动力学模型,通过数值计算,论证通过航天航空技术的结合实现飞行器近空间巡航的可行性,研究相应参数对近空间飞行器运载能力的影响,分析计算结果对近空间飞行器设计具有参考价值. 相似文献
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