空间技术优化林业生产

20世纪中叶,航天技术 兴起,人类继在地球二维平面探索之后,开启了对地球的三维立体探索,并把目光投向了浩瀚的宇宙。宇宙是广袤的,     

“阿瑞斯1-X”的里里外外

为了实现重返月球、建立月球基地的梦想,NASA在2005年制定了“星座”计划。在这一计划中,NASA将研制新型“阿瑞斯1”载人火箭和“阿瑞斯5”载货运载火箭、“猎户座”载人探测飞行器和“牵牛星”月球着陆器,并发展用于月球、火星和其他行星探索的相关技术。“阿瑞斯1”火箭将作为美国未来主要的航天运输工具,     

SES公司卫星订购三枚质子号火箭

3月18日,国际发射服务公司和欧洲卫星公司（SES）宣布,它们已根据去年6月国际发射服务公司与SES卫星租赁公司签订的多次发射协议重新确定了3次质子号火箭发射的有效载荷。2010年底和2011年,质子号将分别发射SES新天空公司的“新天空卫星”（NSS）14和SES天狼星公司的“天狼星”5。另一颗卫星是面向美国国内市场的OS-1卫星,将在2010年初发射。     

火箭靶弹零升阻力系数辨识

火箭靶弹无控飞行过程中飞行攻角较小且无法准确模拟,为提高靶弹弹道理论预估精度,弹道理论计算可假定飞行攻角为零,将飞行攻角产生的诱导阻力贡献折算为对零升阻力系数的修正。建立了火箭靶弹气动特性工程计算方法,针对火箭靶弹零升阻力系数计算模型不确定性问题,利用火箭靶弹A飞行试验GPS遥测数据对其零升阻力系数进行了参数辨识,基于辨识结果对火箭靶弹零升阻力系数工程计算方法进行了修正。经火箭靶弹B飞行试验结果验证,由于综合考虑了飞行攻角产生的诱导阻力贡献,采用修正后的零升阻力系数,弹道理论预估精度大大提高,满足工程要求。     

固体火箭冲压发动机固定几何喷管设计问题(英文)

针对现有弹用固体火箭冲压发动机普遍采用的固定几何不可调节喷管,基于流量平衡的基本原理,建立了其理论设计及性能评估的数学模型。结合当前中远程空空导弹提出的Ma=2~3.5宽速度范围设计需求,运用所建立设计模型对实例设计方案开展了计算分析。结果表明,现有固定几何喷管本质上是为满足低速正常接力而折中设计出的,在高速巡航时,因扩张比偏小,不仅喷管出口气流速度和冲量小,而且导致燃烧室压强降低,还额外造成进气道结尾正激波总压损失加大,不能将进气道保有的捕获高速来流动能充分发挥出来。原设计方案在Ma=3.5高速巡航时,进气道实际总压恢复性能对比方案中的最大总压恢复性能水平,相对损失幅度高达42.67%,而且冲压发动机推力与其可能达到的最大值对比,相对损失幅度也高达31.8%。因此建议采用喷管调节技术来解决此类问题。     

圆柱形霍尔推力器内等离子体数值模拟

利用一维磁流体动力学模型,对圆柱形霍尔推力器的放电等离子体进行了数值模拟。考虑了等离子体的电离、中和、碰撞、玻姆扩散及阳极鞘层的影响,由龙格-库塔方法得到离子速度、离子数密度、电子的温度等分布,其与实验结果有很好的一致性。经分析可知,此分布与电磁场的分布、粒子碰撞及电子阻抗等因素有关,并分析了电子温度分布、电子速度与电磁场的关系。结果表明,离子数密度沿通道方向增加,但在出口附近略有下降;而中性粒子数密度逐渐降低;离子速度在出口达到最大值,电子速度在下游有较大的梯度分布。     

洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化

分析了考虑路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区等实际问题的洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道,给出了弹道分段准则。建立了三自由度运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型。针对其弹道优化问题,在同时考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、热率、壁温、路径点、勿入区域、天基激光武器与拦截导弹杀伤区内机动等约束条件下,建立了全程突防弹道的多约束多阶段弹道优化模型。利用直接打靶法,将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算。结果表明,文中研究方法适合于解决洲际助推-滑翔导弹全程突防弹道优化问题,所得最优弹道更有利于满足实际作战需求。     

基于GIS的航天器发射应急决策系统

针对航天发射的特点,将智能决策支持技术和GIS技术相结合,利用GIS可视化显示和空间分析功能,通过研究的故障状态下液体推进剂火箭爆炸模式、弹片散布模型和毒气泄漏扩散模型,实时准确地提供残片散布范围和毒气散逸浓度危害范围,直观地显示了现场态势。在构建的应急联动数据库、预案库和立体安全应急处理模型的基础上,实现了火箭飞行安全的仿真模拟和现场态势分析,利用CBR推理在预案库中查找与各决策条件最相似的预案,为应急指挥决策提供支持。     

我国首颗公益卫星——希望一号卫星

<正>希望一号卫星在2009年12月15日10时31分与遥感卫星八号一起由长征四号丙火箭发射。它是中国航天科技集团公司承担的第一颗公益卫星、第一颗科普卫星,也是航天科技集团公司第     

可贮存推进剂泵压式液体火箭发动机多次起动系统研究

在推力超过一定量级、任务时间较长的情况下,泵压式发动机比挤压式发动机具有明显的技术优势。从国内外上面级及重型空间飞行器推进系统的发展需求来看,均要求其主发动机具有多次起动工作的能力。针对采用可贮存推进剂的泵压式液体发动机多次起动需求,对几种可选的多次起动系统方案进行了比较分析,介绍了起动箱式起动系统的研究情况。