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311.
以同一运载火箭发射不同有效载荷的实际需要为应用背景,引出了动力学接口的概念,阐述了这一概念在振动环境试验条件的制定和试验模态分析中的应用,讨论了界面自由度的确定原则和动力学接口参数的分析和实测方法。 相似文献
312.
313.
314.
讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机. 相似文献
315.
中国航天进入无人航天与载人航天相结合的新时期--"十五"计划期间中国航天发射情况述评 总被引:2,自引:2,他引:0
回顾了"十五"计划期间中国的航天发射情况,比较了各五年计划期间中国的航天发射情况,讨论了"十五"计划期间中国航天发射的特点. 相似文献
316.
针对传统的惯性/卫星(SINS/GNSS)弹载组合导航系统导航信息源单一、易受干扰且鲁棒性差等问题,引入了雷达高度表(RA)作为新的信息源参与导航信息融合,并在发射惯性系下设计了一种基于联邦滤波的SINS/GNSS/RA弹载多源组合导航算法。仿真结果表明:本算法构建的组合导航系统具有良好的导航性能,在GNSS受干扰失效后,相较于传统SINS/GNSS组合导航系统,SINS/GNSS/RA组合导航系统依靠SINS/RA子滤波器,依旧能够在一定的时间范围内为导弹提供有效的定位信息,其表现出了更高的鲁棒性和可靠性。 相似文献
317.
318.
偏中心定位对弹射过程中飞机姿态的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
舰载飞机弹射起飞时,由于航母运动等因素的影响,飞机往往无法与弹射轨道对中.针对这种情况,在考虑航母运动以及起落架缓冲和轮胎弹性的基础上,建立六自由度偏中心定位弹射起飞数学模型,研究了在航母典型运动状态下不同初始偏心距离对弹射起飞过程中飞机姿态的影响,结果表明:初始偏心距离对飞机的偏航运动影响最大,偏航运动的幅度随初始偏心距离的增大而增大;在弹射滑跑过程中,飞机的偏航运动有明显的衰减趋势;弹射杆所承受的侧向弯矩随初始偏心距离的增大而增大.研究结果为舰载飞机的设计提供了一定的理论参考. 相似文献
319.
复杂环境下舰载机弹射起飞环境因素建模分析 总被引:6,自引:2,他引:4
舰载机弹射起飞过程复杂,受到甲板运动、舰首气流、地面效应等复杂环境因素的影响.通过构建甲板运动模型、甲板风模型和地面效应模型,描述了弹射起飞过程中复杂的外部环境,并视为附加项加入到常规飞机方程中,建立了舰载机弹射起飞模型.研究表明:地面效应不利于舰载机弹射起飞;甲板风与舰首气流可抑制航迹下沉;舰面运动对舰载机离舰后下沉量影响很大. 相似文献
320.
大推力火箭发动机是航天发展的基础,是国家高科技水平和综合国力的体现。分析了运载火箭主动力发展的现状和趋势,指出大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机是发展方向和最佳组合。提出了我国重型运载火箭大推力液氧煤油发动机和液氧液氢发动机的总体方案和主要参数,研究了两种发动机的关键技术及其解决途径。这两种大推力发动机的研制,将为我国载人登月、深空探测等重大航天活动和空间利用提供动力支撑。 相似文献