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751.
北京时间8月6日零点25分,美国航宇局用宇宙神5号运载火箭从佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地起飞,发射了新型木星探测器"朱诺"号。火箭升空53分钟后,两者分离, 相似文献
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4月19日,印度成功试射烈火-5弹道导弹后,印度主流媒体纷纷庆祝本国这一最先进、最具雄心的导弹的问世,并宣称这让印度继美国、俄罗斯、中国、法国和英国之后,成为洲际导弹俱乐部又一成员,标志着印度已是世界上第6个拥有这一能力的国家。事实上,从专业角度来讲,上述说法是根本站不住脚的。直至目前,印度研制成功两个系列共8个型号的弹道导弹,还没有1个型号称得上是洲际导弹。
大地系列弹道导弹
烈火-5是印度烈火系列固体弹道导弹之一,是其中射程最大的导弹。该系列导弹的研制源自1983年印度国防研究与发展组织提出的导弹发展综合计划。而在此之前,印度就已引进美国技术进行了探空火箭的研究,并在探空火箭的基础上研制了发射卫星的SLV系列固体运载火箭,这为烈火系列导弹的研制奠定了基础。在研制烈火系列导弹期间,印度还成功研制了由3种型号组成的大地系列液体弹道导弹,亦为研制初期的烈火导弹提供了支撑和借鉴。依次称为大地-1、大地-2、大地-3的弹道导弹,它们的构造完全相同,不同的是射程、战斗部(即有效载荷)质量和命中精度。所有导弹的长度均为8.5米,弹体最大直径为1.1米。弹体中段装有4个削去翼尖的三角弹翼,弹体尾段装有4个小型尾翼,以保持飞行的稳定性。导弹的动力装置为单级液体推进系统,使用的是双室液体火箭发动机,并可按不同战斗部质量和射程要求,对发动机总的冲量进行调节。发动机的推进剂为红色发烟硝酸和混胺。混胺由50%的二甲代本胺和50%的三乙胺组成。单发导弹的起飞质量均为4吨,一律采用惯性制导。制导系统不仅装有捷联惯导,而且携有两台微处理机用于监测导弹和弹上测试。该种导弹通过液压系统对发动机和尾翼进行推力矢量控制和气动控制。在飞行过程中,可由地面控制站进行校正。战斗部可装载核弹头、烈性炸药爆破弹头或子母弹头。 相似文献
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754.
本文阐述了影响飞机起飞性能的因素以及制作起飞一发失效应急程序的意义和目的,简述了起飞一发失效应急程序总体设计方案和思路,分析了起飞一发失效应急程序设计过程中的重点和难点,包括决策点的选取、转弯航迹控制以及越障评估的要求等。指出了行业内起飞一发失效应急程序应用方式,包括机组手动打点或者导入机载导航数据库方式,以及使用两种应用方式所需关注的问题。最后,提出了着陆过程中一发失效复飞路径超障评估的必要性和评估思路,针对进近图中的复飞梯度,提出梳理机型着陆复飞爬升梯度,与进近图中复飞梯度比对的方法,以验证飞机着陆复飞性能是否满足进近图复飞梯度的要求。 相似文献
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756.
基于LADRC的舰载V/STOL飞机短距起飞性能优化 总被引:1,自引:1,他引:0
针对垂直/短距起降(V/STOL)飞机在有限的甲板上实施滑跑起飞以及离舰后快速、稳定爬升的实际需要,对其整个过程进行操控优化以提升短距起飞性能。建立了反映多推力矢量操纵特性的非线性动力学模型,其中包含了地面效应模型和V/STOL飞机特有的喷气诱导效应模型。分别以舰面滑跑距离最短和离舰后增速时间最短为优化指标,给出了舰面滑跑和离舰初期的预置多推力偏转方案。在此基础上,提出了一种线性自抗扰反演(LADRC-Backstepping)控制方法,以实现对爬升角不确定非仿射系统的有效控制,其中设计了一种辅助补偿系统来拟制控制量的饱和,同时保证了爬升角跟踪误差的有界性;直接利用一种高阶LADRC方法设计了俯仰角控制器,确保了V/STOL飞机最终以稳定的姿态爬升。仿真结果表明,所提出的"二次预置多推力偏转角+爬升角控制+俯仰角控制"的分段优化操控策略,能够较好地提升V/STOL飞机的短距起飞性能,对内部不确定性和外界干扰具有较强的鲁棒性,可满足实际飞行任务的需要。 相似文献
757.
暖机对舰载机滑跃起飞安全影响分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对发动机不暖机会产生推力损失,进而影响舰载机滑跃起飞安全的问题,分析了暖机与不暖机两种情况下舰载机起飞极限重量的差异。建立舰载机滑跃起飞动力学模型,根据滑跃起飞安全准则,利用飞行轨迹最小爬升率不小于零判定起飞极限重量,并在不同甲板风和大气温度下比较两种跑道暖机与不暖机起飞极限重量。结果表明:暖机对105 m短跑道滑跃起飞极限重量影响更大;随着甲板风的增大,舰载机暖机与不暖机滑跃起飞极限重量相对偏差逐渐减小,其中105 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.70%和2.44%,195 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.64%和2.40%;随着大气温度升高,舰载机暖机与不暖机滑跃起飞极限重量相对偏差变化趋势先增大后变缓,其中105 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.79%和2.56%,195 m跑道对应最大偏差和最小偏差分别为2.69%和2.46%。 相似文献
758.
759.
月面定点着陆变轨策略研究 总被引:1,自引:1,他引:0
《航天器工程》2017,(2):29-37
在调研已有文献经验的基础上,考虑我国开展月球探测任务中实现月面定点着陆的设计约束的特殊性,对圈次调整、调相和轨道面调整等不同定点着陆变轨策略进行了比较分析,结果表明:月球探测任务中月面定点着陆的轨道设计需要考虑两个关键因素,即采用一个2对2的瞄准机动来达到理想的动力下降起始点高度和着陆点纬度,另外,还需要实施轨道平面调整机动来取得理想的着陆点经度,这个机动可以和近月制动或降轨变轨结合起来实施。 相似文献
760.