建设霹雳文化激情奉献蓝天中国一航空空导弹研究院创建"中国企业文化建设示范基地"

中国一航空空导弹研究院是我国专业从事空空导弹武器系统研制的研发中心,承担着为我国万里空防打造航空制导武器的神圣使命.四十多年来,先后进行了数十个"霹雳"系列空空导弹型号的研制工作,能够进行红外、雷达、激光三种制导体制四种弹径系列的空空导弹武器系统以及空地、舰空导弹等武器系统的研发和生产,产品主要服务于我国空军、海军、陆军和第二炮兵部队.     

新一代空空导弹关键技术和发展战略

介绍了空空导弹在空空导弹武器系统中的地位,针对未来空空导弹的作战环境,指出了对新一代空空导弹的基本要求及所需的关键技术,提出了我国的发展战略。     

远程空空导弹攻防成功概率研究

攻防成功概率是衡量远程空空导弹武器系统作战效能的关键性指标。在研究被动/主动双模导引头远程空空导弹末制导截获概率模型和载机生存概率模型的基础上,建立了攻防成功概率的计算模型,并以F-16战斗机为打击目标进行了验证,进而根据算例结果分析了诸因素对攻防成功概率的影响,为远程空空导弹的作战效能评估提供了有益的参考。     

超视距空空导弹武器系统发展分析

超视距空空导弹武器系统是压取制空权的关键，是各国开发的重点，针对该项武器系统的发展，作出剖析和探讨，以适应现代和未来战争的需要。     

梁晓庚 武器系统设计技术专家

作为中航工业武器系统设计技术首席专家,请您简要介绍一下目前我国空空导弹的整体发展现状和技术水平。梁晓庚:空空导弹于20世纪40年代诞生,经过半个多世纪的发展,已经成为夺取制空权、决定战争胜负的主战武器。目前世界各国已大量装备第三代和第四代空空导弹,正在积极开展新一代空空导弹概念和关键技术研究。我国空空导弹研制虽然起步较晚,但后发优势明显。我国20世纪90     

灰色综合关联分析法的空空导弹武器系统作战效能评估

简要介绍了灰色综合关联分析法的基本原理,给出了利用灰色综合关联分析法评估空空导弹武器系统作战效能的基本步骤,并选取国外具有典型代表意义的几种空空导弹作为算例,对其进行了具体评估和作战效能优劣排序,验证了此方法的正确性和可行性。     

空空导弹发射技术发展现状及趋势研究

空空导弹发射装置是机载武器系统的重要组成部分,赋予导弹正确的初始分离姿态并保证发射安全,对战机的作战能力有直接影响。首先,对空空导弹发射技术的发展历程和技术现状进行研究,重点分析空空导弹现今主流的导轨式、外挂弹射式和内埋弹射式三种发射方式在现阶段的理论研究热点和不足,并指出现阶段对高马赫数发射、载机高过载发射、载机滚转发射、发射时的多学科耦合、考虑气动的地面发射实验技术等的研究还处于起步阶段,是今后的研究重点;然后,对隐身战机空空导弹内埋弹射发射技术具有代表性的两型内埋弹射发射装置进行研究,对比分析两型发射装置的关键技术、技术优缺点和应用特点;最后,对空空导弹发射装置的发展趋势进行分析,为空空导弹发射技术指出发展方向。     

美国双射程／双任务导弹的发展

美国空军认为，双任务导弹代表着下一代空空导弹的发展方向。其优势表现在空战交换比、飞机装载灵活性、武器系统的后勤保障和全寿命费用等方面。在工业界的帮助下，美国历经近20年完成了双射程／双任务空空导弹技术探索，并于2007年开始双任务导弹的工程化研究。     

主动雷达型空空导弹截获概率分析

误差是影响主动雷达型中远距空空导弹武器系统截获得性能的重要因素，通过引入截获目标时间的经验分布函数，提出了基于蒙特卡洛仿真计算导弹截获概率，以及定量评估误差对截获概率影响的方法。仿真结果表明，该方法能够有效分析误差因素对导弹截获得概率的影响，为武器系统误差配置提供计算参考。     

雷神公司研制低成本空基反导和反卫星武器

雷神公司通过渐进式的改进和升级，使得AIM-120系列中距拦射空空导弹不断增加新的作战功能，目前，AIM-120-6已经具备了拦截巡航导弹的防御能力，而拥有双向数据链的AIM-120D更是具备了先进的“第三方制导”能力，雷神公司还在AIM-120导弹的基础之上，研制了低成本的空基弹道导弹防御武器系统——NCADE导弹，而且，以AIM-120为基础的反卫星武器系统也在规划之中。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。