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781.
782.
弯体机动再入飞行器气动特性研究 总被引:7,自引:6,他引:7
本文计算和分析了弯体机动再入飞行器的高超声速纵横向气动特性。研究了质心布置对配平、配平升阻经的影响规律,给出了三个方向稳定配平的必要充分条件。通过气动力与六自由度弹道的耦合,模拟了弯体飞行器螺旋机动飞行时的弹道特性,指出了质心的运动规律应根据需要预先给出。 相似文献
783.
RBCC飞行器爬升段轨迹设计方法 总被引:5,自引:2,他引:5
火箭基组合循环(RBCC)的发动机推力与飞行轨迹相互影响,导致飞行器轨迹设计与发动机性能分析存在耦合作用。对RBCC飞行器爬升段的轨迹设计方法进行研究,提出了基于马赫数-动压参考曲线的轨迹设计方法。对非均匀有理B样条(NURBS)曲线进行了定义补充,以用于描述具有任意形状的马赫数-动压参考曲线,并对参考曲线的各控制参数选取方法进行了研究;建立了基于二分法求解迎角并实现轨迹方程求解的算法流程。利用提出的轨迹设计方法对空中载机发射的RBCC飞行器进行了爬升段轨迹设计与分析,计算结果表明:(1)马赫数-动压参考曲线法考虑了发动机性能与飞行轨迹的耦合作用,能够适用于RBCC飞行器爬升段的轨迹设计;(2)引射模态低速段(Ma<2.0)消耗的推进剂质量超过爬升段的50%以上,是发动机性能优化的关键;(3)引射模态推进剂流量最大值与最小值之比达到了6.3;(4)当飞行马赫数达到1.7后引射模态下的来流空气冲压作用超过了一次火箭的引射作用,在保证空气捕获方面占主导地位。 相似文献
784.
为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。 相似文献
785.
786.
The deviations of trajectory and attitude angle for internal store separation are evaluated by two wind tunnel test methods. One is the Freedrop Test(FDT), which is known as unsteady and time-dependent method of scaled model. The other is the Captive Trajectory System(CTS) test,which is usually regarded as a quasi-steady and time-averaged test technology. The result shows that there is a streamwise adverse pressure gradient on the cavity resulting in a nose-up pitching moment coefficient(>0) ... 相似文献
787.
运载火箭的双星定位方法研究 总被引:3,自引:3,他引:0
一般地,仅凭两颗TDRS跟踪测距信息无法确定空间运动目标的三维位置,必须借助其它辅助信息。文章总结了可供借用的6类辅助信息;并以运载火箭为研究对象,构造了借助理论弹道解算火箭飞行轨迹的计算方法;分析了测距误差和理论弹道偏差对定位的影响;并通过仿真计算验证了该方法的有效性。 相似文献
788.
789.
790.