高超声速低成本飞行试验进展

详述了各国高超声速低成本飞行试验的进展情况,并研究了美国高超声速飞行计划的试验技术方案、飞行试验环境及飞行试验过程,总结了试验方案的特点及弹道设计思想,对3次飞行试验的初始条件、试验手段进行了分析,对试验弹道结果进行了处理,此外还分析了澳大利亚的高速射击飞行试验计划项目及其他国家的试验进展情况.对这些飞行试验的详细研究可为我国开展高超声速飞行试验提供重要的技术支持.     

高空超声速反舰导弹飞行试验航区安全性设计

针对高空超声速反舰导弹飞行试验的安全性问题,研究提出了导弹飞行试验安全性定量标准,对导弹飞行试验的危险区进行了详细分析,提出了导弹飞行试验安控管道设计方法和试验航区优化设计方法,可用于确定高空超声速反舰导弹飞行试验航区,确保导弹飞行试验的安全实施。     

法俄联合进行Kholod双模冲压发动机飞行试验分析

对法俄联合进行的Kholod双模冲压发动机飞行试验和试验结果进行了介绍,对试验结果进行了分析,并对其它高超声速吸气式飞行试验技术现状和未来进行了简介。     

SHEFEX——全新的高超声速技术试验平台

概述了德国尖前缘飞行试验项目(SHEFEX),对SHEFEX项目已完成的第一次飞行试验和即将进行的第二次飞行试验的试飞器结构和搭载的主要试验载荷进行了重点介绍。最后总结了SHEFEX项目取得的和即将取得的阶段性成果。     

微型飞行器的飞行试验

微型飞行器(MAV)是无人飞行器发展的一个新方向,其飞行控制问题是MAV研究中的关键技术问题。微型飞行器特殊的气动特性使得对其进行精确建模,并根据模型设计飞行控制律存在较大的困难,而通过飞行试验,在实践中总结微型飞行器的特性,设计、改进和完善飞行控制律是最为直接和有效的方法。针对某型固定翼MAV,本文对在飞行试验中设计和改进飞行控制系统的研制过程作出了经验性总结,指出了飞行试验中应注意的问题,给出了某型微型飞行器的飞行试验结果。     

空中发射的小体积冲压发动机(ALVRJ)飞行器的空气动力特性与飞行特性

为了研究与试验整体式液体燃料冲压发动机技术,根据一项连续的海军/沃特ALVRJ/STM试验计划进行了六次十分成功的飞行试验(实际进行了五次一译者注)。本文将要讨论ALRVJ飞行器外形结构、研制、试验与五次飞行试验的情况。试验飞行器在飞行中四个进气道和尾翼的方位呈×形,飞行器采用外侧滑一转弯控制。在风洞试验中,用一个比例为1:3的风洞试验模型研究了它的气动特性。试验内容包括亚音速/跨音速/超音速和高试验雷诺数。进气道明显地影响着它的空气动力特性。为了对飞行特性和飞行弹道进行良好的予测,在飞行试验前,按详细的予测程序对其气动外形、推进系统、自动驾驶仪和控制特性进行了模拟试验。     

X─33的新型防热瓦进行飞行试验

Ｘ─３３的新型防热瓦进行飞行试验ｘ─３３火箭的改进性能的防热瓦最近在航宇局的德赖登飞行研究中心进行了试验。试验是在Ｆ─１５飞机上进行的，飞机在恶劣的气候条件下高速飞行，以验证防热瓦的性能。试验时防热瓦的试验件装在飞行试验夹具上，试验夹具装于飞机机身下...     

DC-X进行两次飞行试验

麦道公司的DC-X火箭于今年8月18日和9月11日进行了两次飞行试验,均获得了成功。第一次飞行试验曾因雨和雷电数次推迟,最后于下午4:43从白沙导弹靶场起飞。试验期间火箭进行了爬高、翱翔、横向飞行,最后尾部在前成功地着陆。火箭飞行高度为45m,横向飞行距离为106m,飞行时间为60s。完成飞行后垂直降落在事先准备好的水泥场上。目击者说,DC-X的飞行速度很快,发动机的排气气流在飞行过程中,特别是在着陆时遮蔽住了火箭。飞行试验负责人称,他们已经实现了整个飞行计划所确定的主要目标的60％以上。     

防空武器模拟动态飞行试验方法

为解决防空武器模拟动态飞行试验问题,提出了防空武器模拟动态飞行试验系统工作原理和方法,建立了模拟动态飞行试验目标真值数学模型、稳定试验摇摆量真值数学模型。通过某典型防空武器系统模拟动态飞行试验验证,证明了模拟动态飞行试验原理和所建立的数学模型的正确性。该方法建立了防空武器动态飞行试验系统的理论基础,模型可用于模拟动态飞行试验数据处理和误差分析。     

火箭助飞鱼雷飞行可靠性评定方法

从火箭助飞鱼雷飞行可靠性试验与鉴定的需要出发,分析火箭助飞鱼雷飞行可靠性的特点,对验前信息的获取手段进行总结,给出地面试验数据综合为飞行试验数据的方法,并提出分系统数据综合为系统数据转换方法,分别使用经典法和贝叶斯法对火箭助飞鱼雷的飞行可靠性指标进行评定,分析比较二者的优劣,确定了火箭助飞鱼雷飞行可靠性评定的方法。     

动能拦截器团队完成关键的导弹防御火箭发动机试验

雷锡恩公司和诺格公司的动能拦截器（KEI）联合团队成功进行了一次大功率的第一级火箭发动机点火试验,KEI项目可按预期在2009年进行助推飞行试验。这次试验验证了该第一级火箭发动机在完整的飞行结构中的工作情况,发动机使用了将在2009年飞行试验中使用的推力矢量控制系统和接口硬件。     

机载SMNES软件及其试飞试验

文献[1]为实际飞行试验研发出一种景像匹配导航试验系统(Scene Matching Navigation ExperimentSystem,SMNES)软件,为了对该软件的功能进行全面检测,文中给出了SMNES的硬件设计,讨论了系统软件的设计,同时还介绍了飞行试验的内容、试验方法及试验结果.试飞结果表明,SMNES软件完全满足飞行试验的功能要求.     

美空军X-37B轨道飞行试验分析

美空军连续进行X-37B轨道试验飞行器的飞行试验,其代表的先进性能和可能的军事用途引起世界各国的极大关注.总结了X-37B项目的发展历程,凸显了项目的重要性;介绍了X-37B飞行试验系统构成与任务分工;分析了三次轨道飞行试验情况,给出了试验的一些细节及对比结果;对飞行器发展及试验的整体情况进行了初步研判,并得出了一些启示.     

用于超音速战术导弹的冲压发动机低成本燃烧室

前言 1979年4月一种低成本整体式液体燃料火箭冲压发动机在美国加里福尼亚Point Mugu的海军太平洋导弹试验场,成功地进行了飞行试验。这种推进系统是由早期经过飞行验证的整体式冲压发动机演变而来的。原始的整体式冲压发动机推进系统曾连续五次出色地进行了飞行试验。试验中,导弹的典型加速、巡航和机动飞行都是受控的。这五次飞行试验是在两年时间内进行的,首次飞行始于1974年11月。地面试验计划于1968年开始实施,共持续六年,到1974年结束。     

第九章 飞行试验

飞行试验是导弹研制工作中十分重要的一个环节,为了鉴定MX导弹武器系统的性能、精度与军事效能,美国空军制定了包括20次试验的研制性飞行试验计划,原计划的时间是从1983年年初开始至1986年底为止,历时4年。实际上,首次试验推迟到1983年6月17日进行,至1987年3月为止已进行了17次试验,其中16次成功,1次部分成功。下面简要地说明MX导弹的飞行试验计划以及15次飞行试验情况。     

基于多阶段试验信息融合的防空导弹可靠性综合评估方法

针对防空导弹性能鉴定试验阶段导弹飞行可靠度评估试验子样不足问题,进行多阶段试验信息融合方法研究。利用性能鉴定试验前进行的飞行试验、导弹可靠性鉴定试验阶段的数据进行综合,得到可用于导弹飞行可靠度评估的子样数,结合性能鉴定试验中获取的子样数,运用二项分布经典评估方法对导弹发射飞行可靠度进行置信下限评估。评估结果表明,多阶段试验信息融合结果合理,在性能鉴定试验中具有较高的应用价值。     

AQM-127A低空超音速靶弹全尺寸工程研制飞行试验大纲

为了模拟低空超音速掠海飞行的反舰导弹,美国正在研制AQM-127A低空超音速靶弹(SLAT),反舰导弹防御系统在对防御反舰导弹系统进行试验、鉴定或训练时,用作空中目标。介绍了AQM-127A承包商飞行试验大纲部分,它包括靶场综合任务、地面试验、带飞试验和在太平洋导弹试验中心(PMTC)进行的自由飞行试验。还介绍了飞行试验的组成/要求,概述了每个试验阶段的预定目标;讨论了主要技术措施和各试验阶段的问题,归纳了为保持进度而又不冒太大风险所作的工作。     

大力神34D部件环境试验标准的改进

大力神运载火箭部件环境试验的准则,原来是按飞行预计的最大量级进行鉴定试验,而以较低的量级进行验收试验。自从1985～1986年间大力神34D相继两次发射失败后,重新评估了试验准则,规定验收试验以飞行预计量级进行,而鉴定试验以更高的量级进行。本文详述了这方面的情况。     

基于多阶段试验信息融合的防空导弹飞行可靠性综合评估方法

针对防空导弹性能鉴定试验阶段导弹飞行可靠度评估试验子样不足问题,进行多阶段试验信息融合方法研究.综合分析性能鉴定试验前进行的飞行试验、导弹可靠性鉴定试验阶段的数据,得到可用于导弹飞行可靠度评估的子样数,结合性能鉴定试验中获取的子样数,运用二项分布经典评估方法对导弹飞行可靠度进行置信下限评估.评估结果表明:多阶段试验信息融合结果合理,在性能鉴定试验中具有较高的应用价值.     

DC－X火箭完成飞行试验

ＤＣ－Ｘ火箭完成飞行试验麦道公司的ＤＣ－Ｘ火箭于今年５月１６日在白沙靶场恢复飞行试验之后，于６月１２日和７月７日又进行了两次飞行试验。原计划在７月７日试验后于当天或７２ｈ之内接着进行一次飞行试验，以检验火箭的快速返场能力，由于７月７日的试验使火箭壳体...