反卫星武器对美国的利弊

一、部署反卫星武器将导致新的一轮军备竞赛目前,美国和苏联都没有值得重视的反卫星力量。苏联的反卫星武器粗糙而可靠度不高,军事效用不显著,因为它只能威胁少数战略上不太重要的美国军用卫星。苏联的这种武器还远远够不着美国设置在轨道上的     

美国的机载反卫星系统

1979年3月21日,美国空军公开透露了沃特公司(Vought)的反卫星导弹系统的情况。该反卫星弹头系统体积较小,完全可以装进一个面包箱(bread box)内,它是从陆军反弹道导弹拦截导弹计划中派生来的一项成果,现在已简要地向美国参议院国防拨款委员会作了说明。这种直径约为30厘米,长45厘米、重0.6公斤的非爆炸弹头装置靠直接撞击来击毁卫星。反卫星系统装在一枚改进的短程攻击导弹助推器上,部署在由地面控制装置导向的     

美俄天基反卫星技术的发展

分析介绍了前苏联(俄罗斯)反卫星系统的发展历程和美国反卫星技术的发展现状,并对反卫星武器的发展趋势进行了初步探讨。     

苏联的反卫星条约引起了核查问题

里根政府官员指出,1983年8月下旬苏联提交给联合国的反卫星武器条约无法用卫星侦察核查,该条约也表示苏联对航天飞机用于任何军事目的提出了异议。但是一些国会成员认为苏联已看到美国反卫星系统的研制日益成熟,因而这项条约表明它可能愿意参加更为实质性的谈判。     

美俄天基反卫星武器的发展

文章分析介绍了苏联(俄罗斯)反卫星系统的发展历程和美国反卫星技术的发展现状,并对反卫星武器的发展趋势进行了初步探讨。     

美苏加快发展反卫星武器

本文介绍了美苏反卫星武器的发展计划,并评述了反卫星技术取得的新进展。     

小卫星编队与反卫星卫星

反卫星卫星几乎是跟卫星同步发展起来的,俄罗斯既是最早发展卫星技术的国家,也是最早发展反卫星卫星技术的国家。上世纪90年代以后,随着小卫星的出现而发展起来了小卫星编队。小卫星编队的目的是用编队分布式概念来实现通信、侦察和导航等任务,进而用若干个小卫星虚拟一个大卫星。小卫星编队和反卫星卫星产生于不同时代和不同目的,本来是不相干的问题,却出现了巧合。笔者认为,反卫星卫星是小卫星编队的一种特殊应用,小卫星编队的关键技术是反卫星卫星技术的基础,可以说,掌握小卫星编队技术的国家,就具备了反卫星卫星的能力。     

美国军方加强对电磁脉冲的研究

今年五月份,美国军事研究人员在实验内,模拟爆炸了一颗苏联核弹头,目的是研究在外层空间,如何抵御电磁脉冲对卫星和反卫星武器的致命破坏作用。因为当一颗核弹头在外层空间爆炸时所产生的 y 和 x 射线形成了强大的电磁脉冲,它能穿透卫星的金属外壳,烧毁卫星和反卫星装置     

空天信息支持反卫星作战军事概念模型

以空天信息支持反卫星作战为基础,分析了反卫星作战的工作过程,综合采用形式化概念建模语言,重点建立了空天信息支持反卫星作战的军事概念模型,为建立数学模型、逻辑模型提供足够完备和详尽的信息,为模型的验证提供可追踪的参照.     

俄罗斯组建航天部队（下）

俄罗斯“天军”可能 使用的武器 俄罗斯研制和设想中的天战武器主要包括反卫星武器和高层反导武器以及天战武器平台、空天飞机和空间作战飞行器等。 １．反卫星武器 反卫星武器是用于干扰或打击、破坏敌方航天器的一种天战武器，有“太空杀手”之称。反卫星武器具有如下优点： （１）部署方式灵活。根据其性能特点和作战需要，反卫星武器既可部署在陆地或舰船上，又可设置在飞机或航天器上。 （２）杀伤手段多样。现代反卫星武器既可采取直接碰撞动能硬杀伤，又可采用激光、微波、粒子束等定向能软杀伤，还可采用喷涂化学物质等其它非致命杀…     

近年固体火箭推进技术发展趋势

讨论了在冷战结束后的政治、军事环境下固体发动机应用领域的动向和固体火箭推进技术的发展特点，重点了发动机设计及固体推进剂、壳体、喷管、点火系统等单项技术的发展趋势。     

FG—23A返回式卫星制动发动机

ＦＧ－２３Ａ发动机是返回式卫星的制动发动机，由中国航天工业总公司河西化工公司研制，自１９９２年以来，已连续３次成功应用，将卫星安全送回地面预定位置。     

固体火箭发动机的概率设计

固体火箭发动机的性能参数和结构参数一般都服从正态分布，利用应力－强度干涉理论，通过正态分布密度函数的耦合方程进行发动机结构设计，并推导出具有随机变量指数的发动机工作压强和燃烧室壳体弹塑性爆破压的均值和标准偏差表达式，导出传统安全系数与可靠概率的关系。该设计方法较之传统的采用安全系数的设计方法合理。     

“东方红2号”卫星远地点发动机

ＤＦＨ２－１固体火箭发动机是中国“东方红２号”卫星的远地点发动机,由中国航天工业总公司第四研究院于１９７５年开始研制,１９８４年正式用于“东方红２号”实验同步通信卫星的发射。文章简要介绍了该发动机的主要性能和基本结构。     

固体发动机内弹道计算分析中的几个问题

对固体发动机内弹道进行了分析，获得了喷喉面积和燃速的变化规律及燃面到肉厚的关系，同时阐述了内弹道性能计算分析了中有关问题。     

固体火箭发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法

针对一个变截面开槽管状装药的单室双推力发动机,讨论了应用三维声学有限元法分析,确定燃烧室内腔的声学特性,以及在此基础上进行的发动机燃烧稳定性预估的三维计算方法。应用本文编制的计算程序试算的结果表明:燃烧室内腔前10阶固有振型的预估误差不大于3％;该发动机的燃烧稳定性接近临界状态,与地面试验情况定性一致。     

可燃喷管固体发动机性能初探

可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。     

FG—02“长征一号”运载火箭第三级固体发动机

ＦＧ－０２固体火箭发动机是中国“长征一号”运载火箭的第三级动力装置,由中国航天工业总公司第四研究院于１９６５开始研制,１９７０年４月２４日成功地应用于发射“东方红一号卫星     

固体发动机飞行环境下内绝热层安全余量分析

一种战术导弹固体火箭发动机地面和飞行试验结果表明，它在飞行加速过程中，前封头及圆柱段前段的烧蚀率静止试验烧蚀率的１．２６和１．１６倍，在此基础上，提出了这种发动机燃烧室内绝热层设计的经验公式，并应用于一种结构及材料相似的新型发动机绝热层设计中，预估了其飞行环境下内绝热层安全余量。     

L型控制发动机两种推力测量方法比较

为了满足喷管轴线与燃烧室轴线相垂直的发动机推力测量的需要，先后采用两种不同结构的试车架进行多发试验验证，对试验结果进行分析、对比．结果表明，采用与推力同轴单推力传感器的方案推力测量精度高，推力测量结果比冲散差小，满足了发动机试验的要求。这一经验可供同类试车架设计参考。