再入飛行器升阻比(lift-drag ratio of reentry vehicle)是2005年公布的航天科學技術名詞。
基本介紹
- 中文名:再入飛行器升阻比
- 外文名:lift-drag ratio of reentry vehicle
- 所屬學科:航天科學技術
- 公布時間:2005年
- 審定機構:全國科學技術名詞審定委員會
再入飛行器升阻比(lift-drag ratio of reentry vehicle)是2005年公布的航天科學技術名詞。
再入飛行器升阻比(lift-drag ratio of reentry vehicle)是2005年公布的航天科學技術名詞。公布時間2005年,經全國科學技術名詞審定委員會審定發布。出處《航天科學技術名詞》第一版。1...
對於受控再入的太空飛行器而言,一般再入方式可以分為彈道式再入、半彈道式再入和升力式再入。半彈道式再入又稱彈道升力式再入,是指升阻比不大於0.5的返回器在再入地球稠密大氣層時通過滾動控制調整升力方向的再入方式。控制原理 半彈道...
對於載人飛船返回艙等再入飛行器來說,其長細比和升阻比都比較小,如“聯盟”、“雙子星座”、“阿波羅”等,其 升 阻 比 為0.1~0.5,長 細 比 為0.88~1.53。而對於小升阻比載人返回飛行器的再入流譜比較複雜,在配平攻角...
升阻比不大於0.5的返回器在再入地球稠密大氣層時通過滾動控制調整升力方向的再入方式。半彈道式再入一般套用於採用旋成體外形大頭朝前的返回器,這種返回器的質心沿速度方向在壓力中心之前,但偏離縱軸一個小的距離。在再入地球稠密大氣...
常增益法以時間t作為自變數,狀態變數為飛船速度的(當地)水平分量u和垂直分量v,飛行高度h及縱向航程 (用地心角表示),其制導規律為 式中 為基準軌道的升阻比(在軌道面內的投影值);比。 表示狀態變數誤差(實時值與預存值之差。
《近空間高超聲速高升阻比布局飛行器動穩定性研究》是依託中國科學院力學研究所,由王發民擔任項目負責人的重大研究計畫。項目摘要 目前我們面臨著由空間快速再入到大氣層中長航時高超聲速飛行的轉變,氣動布局也由大鈍頭低升阻比布局轉化為...
除了熱防護,這種飛行方式也需要飛行器具有更好的高速升阻比特性。他所提出的彈道,被人們稱為“錢學森彈道”(也叫“助推-滑翔”彈道),按照他的理論計算,採用這種方式可以將彈道飛彈的射程提高一倍。高超音速飛行器將成為常規戰略武器。 [2...
3.1高超聲速飛行器再入彈道概述 3.1.1再入拉起段 3.1.2滑翔飛行段 3.2平衡滑翔彈道特性理論分析 3.2.1簡化運動模型 3.2.2速度、高度與速度傾角之間的解析關係 3.2.3動壓、過載與熱流密度隨速度變化規律 3.2.4常升阻比時...
項目研究工作為複雜約束、機動任務要求以及參數擾動條件下大升阻比高超聲速飛行器滑翔彈道規劃及制導提供了一種新思路,具有較好的套用前景。研究成果可擴展套用至飛彈再入機動、飛船再入、月球登入、火星探測等彈道規劃及制導問題。
《近空間高速飛行器動穩定性研究》是依託中國空氣動力研究與發展中心,由趙忠良擔任項目負責人的重大研究計畫。項目摘要 近空間高升阻比構型飛行器面臨十分嚴重的動穩定性問題,對機動飛行過程中的飛行安全和操縱控制帶來了嚴峻挑戰。所以,...
(1) 新型飛行器將向“更高、更快、更遠”發展,這些需求給空氣動力學特別是高超聲速空氣動力學提出了嚴峻的挑戰。如超燃衝壓發動機技術、推進-機體一體化技術、高升阻比滑翔飛行技術、氣動熱防護與熱管理技術、智慧型流動控制技術以及稀薄...
,假設升阻比L/D為常值,則可以推導出AGA轉移中,探測器飛出時的雙曲線超速V∞2與飛行器在大氣中飛過轉角θ的關係:這裡μ和r分別是借力天體的引力常數和探測器距離借力天體中心的半徑。探測器在大氣中飛過的轉角θ可由下式得到:AGA轉移...
由於橫向機動範圍大,“使神號”必須在再入期間以較小的攻角飛行,以取得較好的升阻比,但因此加長了再入加熱時間,增加了對防熱系統的要求。“使神號”尺寸小,頭錐和翼前緣半徑小,因而再入溫度高。再入時其頭錐端部溫度可達1700℃...
以吸氣式發動機為動力的高超聲速飛行器飛行時,其激波和摩擦阻力急劇增加,進而引發飛行器的升阻比屏障、升阻比-熱防護矛盾、阻力-容積率矛盾等一系列新問題。對於高超聲速飛行器設計而言,既要保證飛行器的高性能,又要保證發動機的正常工作...
除了在外形設計上兼顧防熱和升阻比 外,機體大部分採用輻射冷卻,同時開發新 型防熱材料。X-30計畫開發的機體材料能耐540°C以上高溫,比強度為10kg/mm2。 發動機部件採用快速凝固(RSR)合金。發動機噴口、機頭、翼前緣等高溫區使用碳-碳...