一、山峰相对高度研究的意义与现状 山峰相对高度对认识一座山峰很有帮助。登山运动员使用山峰相对高度间接确定路线长度，游客使用山峰相对高度间接确定山峰壮观程度。即使是间接，也不影它的必要性，因为无论是海拔还是纬度，它们也都是间接影响山峰的各项实用性参数。相对高度为两个地点的海拔差，但对于山峰相对高度的定义却没有明确。目前已经统一，山峰相对高度=山顶海拔-山边界处海拔，而山边界处的定义却不明确。JCMaxwell写道，丘陵以水道为界，就像山谷以流域为界一样。这意味着可以用明确的边界来描述山丘[1]。在国外，有Maxwell做出的对山峰边界的定义，有由 http:// peaklist.org 做出的关于突出高度 prominence的定义[2]，然而这不是完整的对于山峰相对高度的定义。在国内，有 cookie80 [3]和sherlock221b[4]的对山峰相对高度的排名，然而这些排名要么无标准，要么无法控制变量。 二、山峰边界的使用 我认为，如图1，山峰相对高度=山顶海拔-山边界处最低海拔 山是一种突起[5]，所以必定是中间高两边低的形状，因此山的某一边界处海拔必然是整座山的最低处，才是山峰相对高度需要统计的。最低等高线的部分的长度可以为任意值，只要有长度，那么都属于此山峰的基座，因此此地才是真正的山的最低边界处。这是与prominence的最大不同，prominence的定义为山顶海拔-完全围绕山顶的等高线海拔，相当于使用了人主观上判断的最高的山的边界，而我的定义使用了人主观判断的最低的山的边界。首先，想象当海平面上升至prominence的一座由多个山顶组成的主峰的边界，山峰相对高度评价的是山峰的突出程度，但prominence将有些时候在此群峰中并不突出的主峰的相对高度过高的计算为群峰的相对高度，而在群峰最边缘的有时看上去更突出的各峰的相对高度就被主峰的低相对高度导致的高鞍部所拖累，最终导致数据完全偏小。也就是应当使用被其它山峰干扰更小的最低边界而不应当使用大多数环境都被其它山峰干扰的最高边界。然后，想象一个山峰，其边界与海拔的函数的导数不为0。此时必然有最低边界与最高边界。我的定义使用最低边界，因为山峰最低边界的平行线与最高边界的平行线之间依然是这座山峰的一部分，使用最高边界时没有完整的考虑山峰。由于 副峰 也是一个群峰的一部分，因此副峰的边界绝对包含以p

  一、隐身轰炸机 从百度贴吧魔神实验的继承到大学技术员，都认为隐身轰炸机的原型为B2spirit，但经过仔细的分析，其原理与X33，外形与X47更为相似。 在游戏中，隐身轰炸机的特性有 1，巡航速度极快，与弹头再入的速度接近，达约20马赫。 2，具有较小的雷达散射截面。 3，考虑到红外隐身，因而亚轨道飞行。 4,投掷 自由落体炸弹 时展现了良好的能量机动性能。 5，最多携带5枚自由落体炸弹。 6，以盘旋方式着陆机场。 7，由BAE系统公司或 空中客车公司 制造。 从气动上看，隐身轰炸机采用类似于X33的升力体外形，并非类似于B2或X47的大展弦比飞K翼。这由隐身轰炸机的特性决定。首先，隐身轰炸机约20马赫的高超音速巡航速度就决定了其具有良好的配平性能和大的静稳定度。而飞翼布局的特点就是静不稳定度大，特别是在高超音速 气动中心 后移的情况下难以配平，限制了最大速度。为了减小激波阻力，隐身轰炸机可能采用的飞翼布局必然将机翼后掠，使重心后移，又因为飞翼布局无尾,使气动焦点位置前移，进一步增加了静不稳定度。为了使飞机在攻角为正时配平，零升俯仰力矩必须为正。常规布局或鸭式布局靠平尾或鸭翼获得抬头力矩，而飞翼机只能通过更改翼型减小 升阻比 或增大静不稳定度获得，这又削弱了飞翼机 的操纵性。《 小展弦比飞翼布局飞机稳定特性 》给出了各种布局战斗 机静稳定导数的对比(图1)， 可见飞翼机的静不稳定度比常规布局的飞机更大。而X33的升力体外型的稳定度相对更好。由于X33的塞式火箭发动机较短，安装质量较小，重心位于气动中心后全长66%左 右，使其随遇稳定。上升时重心平均位于48%外 ，从而获得了正的静稳定性。在飞行马赫数范围内气动中心移动较小约5%，对高超音速控制有利。此外，X33还在机身两侧安装了20°上反的平尾，同时改善了俯仰和偏航的稳定及控制特性。 图一 图二 然后，隐身轰炸机在投掷炸弹时的盘旋展现了它较高的能量机动性能。X33的最大亚音速升阻比为4.5，最大高超音速升阻比约1.2，最大升力系数约0.9，接近航天飞机最大亚音速升阻比5.7，最大高超音速升阻比1.3。虽然飞翼由于有效翼面积远大于常规布局，在亚音速获得了很高的升阻比，但由于飞翼机的阻力对翼型厚度很敏感，对隐身轰炸机来说巡航马赫数提高困难。隐身轰炸机使用X33的塞式火箭发动机并非X47的F101涡轮喷气发动机，因此需

  杨伟不可质疑，难道弗拉基米尔.吉集就能质疑？杨伟的水平高于网友，难道弗拉基米尔.吉集的水平低于网友？双标的解读，无法作为j20更先进的依据。 气动 一，配平 亚音速 下，虽然j20采用了远距耦合鸭翼，但f22的平尾力臂明显大于j20升降副翼或鸭翼的力臂，如图(1)。鸭式布局主要由升降副翼配平，而升降副翼处于鸭翼的下洗气流中。而主翼翼展比平尾大的多，其产生的翼稍涡并不对平尾产生强烈影响，况且，平尾具有对喷流的引射作用。因此，鸭式布局升降副翼的配平力矩，配平效率都低于平尾。 图1 图2 在超音速下，全机气动焦点后移较为明显。而鸭式布局相对于常规布局气动焦点后移较小，有《 未来歼击机的气动布局 》为证，如图 (2)，因此产生更小的低头力矩。且高速时，全机动态重心后移幅度较大，变相增大了鸭翼的力臂。然而，f22的平尾力臂长度优势依然存在，且使用推力矢量技术。据《试飞先进战机》中飞行员描述，在高空超音速时，推力矢量比传统的气动舵面更加有效。综上，f22超音速配平能力更强。 与此同时，f22 18. 9m的机长小于 j20 20.3m的机长， 俯仰惯量 更小，且f22发动机仓并拢， 滚转惯量 更小。这导致了j20的俯仰角速度与滚转速率都不及f22。 在大攻角时，由于j20的主翼相当靠后，提供一个相当大的低头力矩，而f22主翼靠近重心，产生的低头力矩较小，更易配平。此外，由于两者翼面都集中于机身后部，因此在0°90°攻角中，必然有一攻角当飞行器超过此攻角后变为静稳定飞行器。在攻角为0度-此攻角时，飞行器为静不稳定，因此低头力矩决定最大可控攻角。由于此攻角小于45°，因此在此区间内平尾依然有很大的下偏角度，在此区间的大部分范围内常规布局都具有低头力矩优势， 如图(3) 。而超过此攻角后，飞行器变为静稳定，此时抬头力矩决定AOA。而在攻角趋向于90°时鸭式布局的抬头力矩趋向于饱和，而常规布局依然具有充足的抬头力矩。因此，常规布局的f22的A0A显著大于j20。 图3 二，升力 1，升力体。f22的升力体设计完美，特别是尾部，由于二元矢量喷管的运用，其尾部厚度平滑减小，并且带来了超环量升力。而j20从座舱开始机身厚度几乎没有收缩，几乎不产生升力。2，平尾配平时新增一个负升力，而鸭翼配平时新增一个负升力。f22与j20都 是静不稳定设计，气动焦点都位于重心之前。只有平尾下偏，新增一个

  中段反导是成功率最高，效费比最高的导弹防御方式。目前，世界上只有3种现役中段反导系统，1种现役海基中段反导系统。SM-3 block2a作为后者中速度最快，过载最大，探测能力最强的型号，其拦截能力在全球能够排进前二。标准3导弹，编号为RIM-161，是美国海军战区弹道导弹防御系统的核心装备，称为NTW-TBMD。它是一种大气层外弹道导弹防御武器，目标为拦截飞行中段和末段的中短程弹道导弹。标准3是SM-2 Block IV的改进型号，使用 SM-2 Block IVA 的弹体和推进装置，并增加了第三级火箭发动机，GPS/INS 制导部分和LEAP动能弹头。 开发 里根与SDI SM-3 源于战略防御计划（SDI）期间探索的技术，其中最重要的是轻量级大气层外射弹计划（LEAP）。LEAP 计划于 1985 年启动，利用美国陆军先前的一项研究计划来开发一种用于 轨道炮 的击杀弹丸。LEAP 拦截器原型仅重 5.9千克，采用了 红外传感器 、大量的电子设备和一套小型的转向推进器。它于 1991 年完成了第一次自由飞行测试，[ 1 ]并于 1992 年至 1995 年在称为 Terrier/LEAP 的4次飞行系列中进行了测试。这些测试使用了改进的 Terrier 和SM-2导弹。在这些测试中尝试了两次拦截，但 LEAP 在两次测试中都未能击中目标。1992 年，BMDO和海军接管了 LEAP 的开发，并在Terrier LEAP演示计划的主持下开始了一系列飞行和拦截测试。除了 SM-3 之外，LEAP 的技术对于开发大气层外拦截器 (EKV) 也至关重要，EKV 是陆基拦截弹（GBI）的拦截器。[ 3 ]RIM-161A SM-3 导弹的第一次试飞发生在 1999 年 9 月，2001 年 1 月的第三次试飞展示了成功的导弹飞行和控制及第四级动能弹头分离。2002 年 1 月，RIM-161A 的首次全面测试成功击中了白羊座弹道导弹。 这个早期的型号确定了目前的 SM-3 的基本构型。 目前正在服役或正在开发的 SM-3 有四种基本型号：SM-3 Block IA、Block IB、Block IB 威胁升级 (TU) 和Block IIA。所有型号都使用 Mk 41垂直发射器发射。 结构 SM-3 Block 1型导弹以大气层内防御使用的SM-2 Block 4A导弹