高超声速弹道靶泰氟隆锥模型及弹托设计

模型及弹托设计是开展弹道靶试验研究的基础。对用于再入物理特性研究的泰氟隆锥模型，采用了钨、铝作芯体配重的鞘套结构，而弹托采用了四瓣不封底和八瓣全包覆两种结构并选用了聚碳酸酯和超韧尼龙两种材料。发射试验结果表明：用此方法设计的泰氟隆锥模型和选用超韧尼龙做成八瓣全包覆弹托能实现泰氟隆锥模型的超高速发射，模型的发射速度达到5．7km/s，且模型与弹托分离满足再入物理试验研究的要求。     

美国X—38计划与翼伞返回系统

文章介绍了美国X-38计划及其翼伞返回系统的概况，分析了历次空投试验翼伞返回系统的状况、工作过程、出现的反翘现象等。     

科学家：美击毁间谍卫星没必要

曾供职美国航空航天局的哈佛大学科学家巴特在8月21日出版的美《原子科学家公报》上撰文指出，美海军2月份用导弹击毁USA-193失效间谍卫星的做法没有必要。巴特根据《信息自由法》提出请求，得到了航空航天局对该卫星再入会带来的威胁的分析结果。     

美国航天飞机防热系统简介

美国航天飞机需要多次反复出入地球大气层，在其上升、入轨和再入的飞行过程中要经受严重的热、振动、噪声和冲击等复杂环境的影响，其中最苛刻的飞行条件是从轨道上以高超音速再入大气层时强烈的气动加热，因此需要采用防热系统对机体结构加以保护，防止它因高温而被烧毁。航天飞机再入气动加热环境的确定是防热系统设计的基础。     

弹道导弹再入飞行对雷达隐身空域分析

根据弹道导弹飞行的弹道、末段搜索雷达的布置位置以及导弹再入飞行时相对雷达方向的RCS值以及雷达最大作用距离等情况，对弹道导弹飞行时相对搜索雷达的隐身空域、时域等进行了分析、计算。提出了分析、计算的方法，并对假设的样例进行了分析、计算，最后简要概述了拓宽导弹隐身空域的几种途径。     

升力式再人弹道拉起段近似解研究

针对现有方法在求解升力式再入弹道拉起段时的不足,考虑再入平面动力学模型中的引力项、离心力项的影响,推导了拉起段的速度、高度、航程变化量的近似解.通过与数值仿真校验和现有方法的对比,验证了近似解在估计精度上的改善效果.研究结果可用于升力式再入飞行器的设计评估与制导算法的设计.     

基于ISMDO的高超声速再入机动预测控制

首先,针对高超声速飞行器(Hypersonic Vehicle,HSV)再入过程中的横侧向机动控制问题,参考BTT控制方式,通过对航迹和姿态角回路的控制,实现了HSV的无侧滑横向机动转弯;其次,针对机动飞行中的不确定控制问题,提出了改进滑模干扰观测器(Improved Sliding Mode Disturbance Observer,ISMDO)来对参数不确定及外界干扰进行估计。在此基础上,提出了基于ISMDO的非线性广义预测控制方法作为HSV的机动飞行控制算法。仿真结果表明,该控制策略对再入横向机动具有良好的控制和干扰抑制能力。     

俄航天局称报废卫星未落入中国

7月16日,俄罗斯联邦航天局发言人维季谢娃称,俄2011年2月发射失败的军事测地卫星"测地-国际宇宙"(GEO-IK)2并未像媒体报道的那样落到中国西北地区,而是在再入大气层过程中被完全烧毁。此前有报道援引北美空天防御