中国的战术导弹(下篇)

我国的飞航导弹飞航导弹即人们通常说的巡航导弹。它是一种以火箭发动机或吸空气式发动机为动力装置,装有战斗部且能自控飞行的作战武器。就其本义来讲,飞航是指导弹在大气层内升力与重力、推力与阻力大致平衡的条件下,以某一较为经济或特定的高度和速度进行飞行的方式。从外貌     

探空火箭定时定点入轨的一种制导控制规律

针对特定探测天体,给出了特殊用途的探空火箭与其实现空间交会的时刻与地点的计算方法.根据特定天体的运行轨道,发射前算出标称交会飞行轨道,装订在箭载计算机内.火箭发射后,利用箭载惯性导航系统确定自身当前的位置与速度,比对标称飞行轨道参数得出飞行偏差,通过控制火箭推力偏斜调整飞行轨道,使探空火箭在交会时刻到达交会点,并在交会时刻相对与惯性空间的速度为0.定义了研究所用的各种坐标系,建立了火箭飞行动力学方程.研究了标称飞行轨道最优交会点选取,交会时间与发射时间计算等问题.给出了发射后动力飞行段的制导控制规律,核心思想是将控制信号分解为时间控制、当地水平面上的海拔高度控制、南北控制与东西控制,通过设置偏置量减小关机后轨道摄动因素引起的漂移.利用计算机数值仿真验证了这种制导控制规律的可行性.     

航天器交会中的Lambert问题

应用Lagrange转移时间方程研究空间交会中的Lambert问题,包括经典Lambert问题(飞行弧段不足一圈的椭圆型轨道转移)与多圈Lambert问题(飞行圈数超过一圈的轨道转移),阐述转移轨道的几何特性与转移轨道类型,分析转移时间与转移轨道参数及变轨速度增量之间的关系。对航天器交会中常用的圆轨道之间的双冲量转移,给定转移角与转移时间,阐述最小变轨速度增量所对应的转移圈数与轨道参数的求解方法,提出满足最小变轨速度增量要求的轨道转移的图解法。对给定的初始分离角与交会时间,按最小变轨速度增量要求,确定航天器交会的初始漂移时间、双冲量轨道转移时间与终端停泊时间。     

固液火箭冲压发动机工作性能分析

固液火箭冲压发动机兼具固体火箭冲压发动机和液体燃料冲压发动机的优点,为了研究其性能,建立了理论分析模型,计算了设计点性能以及非设计点工作特性.结果表明,固液火箭冲压发动机的比冲高于固体火箭冲压发动机,当液固比为1时,比冲提高1.82倍,液固比越大,比冲越高;随余气系数的增加设计点比冲先增加而后减小;非设计点比冲随飞行马赫数的增加先增加而后减小,对应不同的飞行高度,有一个临界点使比冲最大,高度越低临界点马赫数越小;推力系数随飞行高度的增加而增加,低马赫数下的比冲随飞行高度的增加而减小,高马赫数下的比冲随高度的增加先增加而后减小.按等余气系数调节燃油流量会使发动机性能变化较大,要获得稳定的飞行性能应研究其他的加热规律.     

火箭空中爆炸冲击波峰值超压预测方法

研究火箭空中爆炸冲击波参数预测方法对于乘员舱的安全评估具有重要意义。为了探究火箭空中爆炸时飞行高度对峰值超压的影响,获取冲击波参数快速预测方法,利用ANSYS/LS-DYNA有限元软件对火箭飞行至0~20 km高度爆炸进行了有限元仿真分析。结果表明,作用于乘员舱的冲击波峰值超压随飞行高度的增加而快速减小。火箭空中爆炸冲击波压强衰减系数与飞行高度之间的关系服从二次函数衰减。在此基础上,提出了考虑高度效应的火箭空中爆炸冲击波峰值超压预测公式,可为乘员舱的快速危害性评估以及防护研究提供一定参考。      

美运送火箭的货船撞桥

1月26日夜,运载着一枚宇宙神5火箭和其他火箭部件的一艘驳船撞到肯塔基西南田纳西河的一座大桥上,造成两个桥墩坍塌,但所运送的火箭飞行设备似乎并未受损。     

美亚轨道火箭发射失败

8月22日，美国阿连特技术系统公司的“ALV—X1亚轨道火箭在美国航宇局沃洛普斯飞行设施发射该局的两个高超音速飞行试验装置时于起飞后不久因偏离飞行路线而实施了自毁。火箭有害残骸大部分落到海上，但也有少部分落到地面上。公司称，火箭起飞正常，随后偏离了路线，迫使靶场官员于起飞后27秒发出自毁指令。自毁时，火箭飞到了约3300米～3600米的高度。按计划，火箭应把有效载荷送到473千米的高度和下靶场1600千米的距离之外。     

用果蝇探查火箭飞行因素的生物遗传效应的实验结果

用黑腹果蝇检查T_7A—S1火箭飞行因素的遗传效应。通过两次飞行实验观察,发现亲代雌蝇在飞行后(主要是第4—6天)所产的卵中,无X染色体卵百分率增高而双X染色体卵百分率未见变化。其性质并非个别雌蝇产生了较多的无X染色体卵,而是产生无X染色体卵的雌蝇个数增多。第二次飞行实验结果也呈现,亲代雌蝇在飞行后第4—6天所产的子1代中,三龄幼虫成神经细胞染色体桥频率增高。上述实验结果表明,火箭飞行因素对雌果蝇生殖细胞遗传物质有轻微影响。      

中国空军防空专家——高炮是抗击巡航导弹的有效武器

巡航导弹的发展历史 巡航导弹是指依靠喷气发动机的推力和弹翼的气动升力，主要以巡航状态在稠密大气层内飞行的导弹。旧称飞航式导弹。巡航状态即导弹在火箭助推器加速后，主发动机的推力与阻力平衡，弹翼的升力与重力平衡，以近于恒速、等高度飞行的状态。在这种状态下，单位航程的耗油量最少。其飞行弹道通常由起飞爬升段、巡航（水平飞行）段和俯冲段组成。     

80-100km高度范围高分辨率大气水平速度扰动谱

使用1989/1990年冬季在DYANA试验中从5枚Chaff火箭测量获得的高分辨率水平速度数据,讨论80-100km高度范围内水平速度垂直波数谱与饱和重力波谱的一致性,并决定特征垂直尺度.      

UFO信箱

山东品继飞：近日，我看了贵刊2000年第4期上傅民杰先生撰写的《三星状UFO调查实录》一文，有些不同看法，提出来供大家讨论。　　作者声称见到三个在空中排列为非对称三角形的三星状UFO，一个大的，两个小的，小的紧挨着大的左右两边，并拖出半环形状的尾迹。而作者又说这个飞行物一直呈直线运动。这点我就不明白了：既然直线飞行，又何以拉出半环形尾迹?作者还称，该物体速度很快，高度却只有80米～100米。我认为：该物体既然会拉线，就必有其道理，它一定是一种喷气飞行物，而不是作者后边说的是靠反重力飞行。即使它靠反重力飞行，飞…     

呼啸号运载火箭掠影

20 0 0年 5月 16日 ,呼啸号 (Rockot)运载火箭在普列谢茨克发射场成功地进行了第 1次商业验证飞行。在飞行过程中 ,其两级火箭按预定时间完成了发动机点火与级分离操作。起飞约 10 min后 ,该火箭的“微风”上面级将 2颗模拟卫星 (SIMSAT- 1、2 )送入了距离地面约 5 47km高、倾角为86 .4°的圆轨道。此次飞行的目的一方面是为了验证呼啸号运载火箭助推级与微风 - KM上面级组装后火箭的性能 ,另一方面是为了验收普列谢茨克发射场内的火箭发射设备。据Eurockot公司的首席执行官称 ,为改建这套发射设备共投资了 0 .35亿美元。此前 ,呼啸号运…     

双变量波状扰动激发重力波波包的数值研究

采用谱配置方法对双变量波状扰动激发重力波的过程及其能量传播和转换特性进行数值研究．模拟结果表明，当初始给定的两个变量的波状扰动的相对振幅和相位严格满足重力波的偏振关系时，只有水平风场扰动(u′)与温度扰动(7′)的共同作用才能抑制能量向下传输．通常情况下，两个变量的波状扰动都会激发出两文传播方向相反的重力波波包，这两支波包的相对能量明显取决于两个波状扰动之间的相对振幅关系．当两个扰动之间的相对振幅满足特定条件时，向下传播的能量几乎为零，只会有一支向上传播的重力波波包被激发．进一步的数值分析则表明，各种情况下两个变量的波状扰动所激发的重力波波包的能量传播路径和速度基本相同；与单变量波状扰动激发重力波波包的过程相比，能量传播路径几乎完全一致，扰动转化为波动的特征时间也基本相同，但能量转换效率更高．     

印度公开阿斯特拉导弹试验时间表

据简氏导弹与火箭报道，印度计划于今年3月或4月开始进行阿斯特拉超视距空空导弹的系留飞行试验。试验中，导弹将处于不同的速度和高度，飞机将按照预先的计划进行机动飞行。试验结束后，导弹的机械和电子兼容性将得到验证。     

阿里安火箭的首次商业性发射失败

欧洲的阿里安火箭于9月10日从库鲁发射场首次作商业性发射,准备同时把欧洲“海事通信卫星-B”和一颗气象卫星“西里奥-2”送入地球同步轨道,但事不随人愿,大约飞行了14分钟后,该火箭连同它所运载的两颗卫星一起葬身于汪洋大海,损失约1.85亿美元。这次失败是由于火箭第三级的燃料泵发生爆炸引起的。按原计划第三级发动机应点火9分30秒,但根据遥测数据表明:燃料泵在4分23秒后突然减慢了向发动机注入     

利用谱方法数值求解三维球坐标系下的Navier-Stokes方程

从三维球坐标系下的Navier-Stokes方程出发,采用谱配置方法建立了一个三维球坐标系下中层大气波动传播的全非线性动力学数值模式;构造了合理的纬向边界,并利用初始给定的重力波波包对该模式进行了数值检验．计算结果展示了重力波波包在大气中传播的三维图像,波包整体向上传播,波相关扰动速度随高度的增加而增长．     

印度的吸气式发动机样机试验成功

据新德里报道,印度在高度秘密的情况下,成功地试验了吸气式发动机的样机,并且用的是一种超音速推进方法,是印度科学家所期望论证的绝密技术的一部分,也是研制超音速空天飞机的先驱。 1992年10月14日和19日,印度科学家分别做了两次飞行试验,吸气式发动机装在亚轨道火箭顶级上,并成功运转。该火箭是在印度Sriharikota岛印度空间研究组织(ISRO)的发射场发射的。     

“8785”返地卫星搭载对卤虫卵发育影响的研究

将我国所产卤虫(Artemia salina)的卵,由1987年8月5日发射的返地卫星搭载,在空间飞行5天。于飞行完成后第8、21、24、34及66天,随机取卵进行人工孵化及发育观察。见到的主要现象有:(1)飞行卵的早期发育进程显著变慢;(2)随着回收后时间的延长,飞行卵的早期发育速度出现回升的趋势;(3)飞行卵早期发育中的冒出率和孵出率一般都比地面对照组的低,且随着回收后时间的延长,有继续下降的趋势;(4)飞行卵孵出的卤虫,自孵出第1天至接近全部自然死亡的23天内,存活率的下降情况与地面对照组的没有差异。本文提出一种空间飞行因素对卤虫卵损伤的“临界程度”的假设。实验还表明,我国所产的卤虫卵对空间飞行因素的作用是敏感的,是一种空间生物学研究的好材料。      

日本拟发展月球轨道卫星

据最近参加巴黎国际宇航联合会的日本代表透露,日本正在评价用国产H-1火箭发射一颗月球卫星的可能性。该卫星将为日本扩大深空间探测能力作出贡献。日本宇宙航空研究所和宇宙开发事业团共同负责这项任务。据说该月球卫星的基线重量为650公斤,将采用遥感技术,分如下三个阶段完成飞行任务: 第一阶段,卫星将进入100—150公里×3000—4000公里的月球极地轨道,飞行一个月左右,利用地球上的雷达跟踪测定月球重力的谐函数。第二阶段,卫星变轨到100公里的圆轨道上飞行10—12个月,以绘制月面的地形图。第三阶段,卫是的轨道高度降低到约50公里,用2—3个月时间详细观测特定的月面区域。星上仪器生要有,伽傌射线分光仪、荧     

利用逃逸能量的太阳帆最快交会轨迹优化

讨论了运载火箭的逃逸能量产生的初始速度增量对太阳帆最短时间交会问题的影响,将逃逸能量的影响处理为端点时刻状态方程受不等式约束的最优控制问题,利用间接法得到了对应的两点边值问题的求解模型。结果表明,利用该模型可以计算逃逸能量最佳的利用量,而最优的转移轨迹并非总是对应于最大的逃逸能量,因此合理利用逃逸能量能够有效缩短飞行时间。相对于一般的不考虑逃逸能量的太阳帆轨迹优化模型,本文中提出的模型能够有效利用末级火箭的助推能力,同时有效缩短了太阳帆的任务飞行时间,对于工程应用具有更实际的参考价值。