日本的大型环境仿真实验室——筑波宇宙开发中心

随着空间飞行器的大型化和多功能化,星上仪器仿真试验内容不断增加,要求也越来越严。日本宇宙开发事业团筑波研究中心负责地面环境试验,该中心备有先进的仿真试验设备,按照宇宙中可能遇到的一系列苛刻环境对将要发射的各种空间飞行器进行综合仿真试验。     

美国可复用运载器现行方案概况

美国近期的可复用运载器(RLV)方案包括由各公司为美国航宇局相关计划提出的各种实用飞行器方案(如基斯特勒宇航公司的K-1、凯利空间与技术公司的“宇宙航班”、先锋火箭飞机公司的“探路者”、旋转火箭公司的“罗坦”、通天有限公司的SA-1、波音公司的两级入轨运载器、诺斯罗普·格鲁曼/轨道科学公司的“太空的士”、通用太空航线公司的“太空飞船”以及机组转移飞行器(CTV)与机组救生飞行器(CRV))、由美国航宇局负责的X系列试验飞行器和最新提出的“机组探测飞行器”方案以及一些军用可复用运载器方案。但其中绝大多数方案已成为历史。下面我们选取了几种正在研究的主要方案加以介绍。     

自由飞行段分析方法

本文介绍导弹飞行试验时,用雷达或光测设备在自由飞行段进行跟踪,应用最小二乘法原理,对离散测量数据进行处理,以确定飞行器轨道参数的最佳线性化估值方法。这种方法对评定导弹的精度是行之有效的。并适用于其它飞行器的测轨问题。     

运输环境中某战术导弹结构振动特性分析

应用三维有限单元和导弹实体简化模型对一种战术导弹的结构振动特性进行分析，并动用ＡＮＳＹＳ有限元分析程序，计算得到了“自由－固支”条件下，导弹竖立状态的固有模态，取得了与试验和数据基本一致的结果，证明了所建模型物正确性，进而对运输环境中导弹水平支承条件下的固有频率和振型进行了分析计算，所得结果为导弹的使用可靠性分析提供了依据。     

机载型“火星”2空面导弹

最近,意大利奥托·梅拉腊公司正在进行战斗机载型“火星”2空面导弹的试验,该弹的直升机载型已经过鉴定。“火星”2采用了西斯特尔公司研制的“火星”1导弹和“奥托马特”导弹的主动式导引头;“火星”2的其他系统是由奥托·梅拉腊公司研制的。     

国外宇航故障模式探讨

火箭、导弹和宇宙飞行器的各个系统或部件,在研制、试验和使用过程中,均可能因外部苛刻条件与内部固有缺陷的综合作用而发生故障,甚至导致严重后果。各种宇航故障千差万别,起因繁杂,给故障的分析、排除和预防以及设计、材料、工艺、试验的改进带来不少困难。为提高宇航故障分析的有效性和准确性,减少盲目性,加大反馈效     

《宇宙飞行器的推进发动机》

原书名《Маршевыедвигателико-смическихаппаратов》,作者В.Ф.Са-франовичЛ.М.Эмдин,莫斯科Маши-ностроение出版社1980年出版,共240页。北京图书馆索书号:3/V421.4/C218 本书阐述宇宙飞行器推进发动机的类型与参数的选择,研究液体燃料和核燃料发动机及电推进发动机、确定其使用范围和选择参数的方法。对研制航天器发动机和宇宙飞行器的工程技术人员有实际参考价值。全书共7章,包括:1.轨道间发动机机组类型和参数的选择特点;2.在采用电子计算机输入语言“罚函数”法和自动程序系统     

近战区红外试验 (HFIRE)卫星甚至可以打击太空危险目标

据美国国防部官员称,意欲对推进阶段的弹道导弹进行近距离监视的处于试验阶段的天基传感器,有“很大的可能”与导弹相撞。准备2 0 0 6年初进行的近战区红外试验(NFIRE) ,包括有1颗卫星,此卫星将配备传统使用在导弹防御拦截器的致命飞行器上的传感器。此试验试图帮助美国导弹防御局收集弹道导弹在上升阶段火箭火焰与火箭实体之间相区别的信息。美国国防部的官员说致命飞行器不会有意打击目标导弹,但是当它试图机动尽可能靠近导弹时,可能会意外击中目标近战区红外试验(HFIRE)卫星甚至可以打击太空危险目标     

美国陆军首次进行HOE发射试验

《防御日刊》1983年2月9日报道:美国陆军进行了试验性的HOE(Ho-ming Overlay Experiment暂译为“覆盖层寻的试验弹”)的发射试验。这是陆军的试验性HOE外大气层非核“弹道导弹防御系统”一系列发射试验中的第一次。星期一,HOE截击导弹从夸贾林珊瑚岛发射,拦截一枚专用靶再入飞行器,该飞行器是从4200英里以外的加利福尼亚     

某型号仪器舱组合体联合动强度试验方法

针对某型号导弹仪器舱组合体结构和设备的联合动强度考核需求，开展组合体的动强度试验方法研究:设计专门的气瓶过载弹性加载装置，实现了气瓶过载力的等效模拟；通过整舱振动试验边界模拟和传递特性分析，验证了噪声激励振动传递与机械振动传递的差异性，提出采用大刚度模拟边界代替级间段真实边界与仪器舱组合进行联合动强度试验的方法；针对3个重点结构部段提出各自的试验条件，并通过预试验和归一化输入响应的比较分析确定了舱段不同部位结构和设备的联合考核方法。该试验方法可以有效模拟由发动机脉动和气动噪声引起的声振环境，避免产品过试验，达到对舱段结构及设备的动强度考核和设备支架动特性及放大倍数评估的目的。     

试验

印度成功试射R-73空空导弹;美国公布高超声速试验飞行器试飞失败原因;雷锡恩公司完成滚转弹体导弹关键飞行试验;印度成功试射烈火-1导弹;联合空地导弹成功击中6千米外目标;美海军中断阿连特科技公司的导弹测试;     

改进型“奈基/赫克里斯”导弹的试验

据《航讯》一九八一年四月十三日报导:今年五、六、七月份将在撒丁区撒尔托迪基拉导弹试验靶场对11枚“奈基/赫克里斯”防空导弹进行飞行试验。这些导弹是麦克唐纳·道格拉斯公司为北约进行改进的负责导弹改装及改进型4通液压阀和过滤器安装的麦克唐纳·道格拉斯公司的外场管理     

苏联再次发射航天飞机式飞行器

《航空周刊》1983年3月21日报导:苏联于今年3月15日第二次发射了不载人的航天飞机式飞行器,代号为“宇宙-1445”。上次发射是在去年6月3日。该飞行器是从卡普斯亭亚尔发射场发射的,并于当天在印度洋可可群岛以南300海里的海域回收。为此,苏联派出了7艘舰船的特遣舰队在落点区域进行跟踪与回收,该舰队包括一艘卡拉级导弹巡洋舰,3艘空间     

多通道动力学环境模拟试验系统的仿真研究

根据引进的“多通道动力学环境模拟试验系统”的需要，我们开发了多通道系统运动仿真软件。该软件集计算、造型和仿真于一体，在试验之前可以对导弹发射装置在使用状态下的各种运动进行模拟，并能通过三维运动仿真检查试件与试验系统之间的干涉情况。该软件也适用于类似的大型运动系统的造型设计、运动仿真和干涉分析。     

导弹液压系统污染分析及清洗

导弹液压系统故障的60％以上是由于工作油液中固体污染物所致。导弹属一次性使用的产品,其可靠性要求比寿命要求高。导弹内液压油污染原因有油液污染、自身污染及地面液压装置污染三方面。为确保导弹液压系统清洗质量,确定了检验方法、制订了污染等级标准。清洗必需在紊流态,为此用计算及实测法确定工艺参数,通过合理选择滤油器滤除污物;根据统计规律确定清洗工艺程序及抽样检验时间点作为出具“系统清洗合格证”的依据。     

“潘兴”Ⅱ导弹第13次试射仅部分成功

《航讯》1983年6月21日报导:6月20日一名美军发言人公布,最近一次试射马丁·玛丽埃塔公司研制的“潘兴”Ⅱ导弹没有达到要求的命中精度。美国陆军于6月19日在白沙靶场进行了最新一代战术核武器的第13次发射试验。和过去在卡纳维拉尔角进行的一些全弹发射试验不一样,这次试射只包括导弹的第二级和再入器,并计划试验导弹的末制导系统。导弹发射和主动段飞行均属正常,但再入段却     

外弹道(轨道)测量系统的现状和动向

一、外测系统的现状随着洲际导弹和航天事业的迅速发展,对各种航天飞行器和运载工具进行远程实时跟踪和精密测量成为一项紧迫任务.因此外弹道测量系统(简称外测系统)成为火箭、导弹和各种飞行器研制中一个不可缺少的组成部分.它的主要任务是:鉴定导弹制导系统的精度(测定主动段各点弹道数据);弹头再入测量,观察弹头分导系统的工作并研究弹头的突防技术;卫星入轨、回收和轨道的测量,为靶场提供实时的安全信号,当导弹偏离预定弹道时,发出安全自毁指令;以及对导弹的姿态、俯仰、横滚及脱靶距离等其他外部参数的测量.     

国外巡航导弹防御的发展动态

巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量 ,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置 ,即利用大气中的氧气作为氧化剂 ,从而节省导弹燃料 ,减轻导弹重量 ,实现远距离飞行。从发射到命中目标 ,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程 ,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下 ,发动机推力约等于空气阻力 ,气动升力约等于飞行器重量 ,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于 50米 ,海射对地型的最低巡航…     

国外巡航导弹防御的发展动态

巡航导弹是一种无人驾驶、携带战斗部、用气动力支撑其重量,靠吸气式发动机推动克服前进阻力的有翼自控飞行器。它用空气喷气发动机做动力装置,即利用大气中的氧气作为氧化剂,从而节省导弹燃料,减轻导弹重量,实现远距离飞行。从发射到命中目标,导弹始终在发动机推力和制导系统的控制下。为达到最大射程,巡航导弹保持近乎恒速的巡航速度并且等高飞行。在“巡航状态”下,发动机推力约等于空气阻力,气动升力约等于飞行器重量,喷气发动机处于每公里耗油量最少的工作状态。巡航导弹的最低巡航高度一般低于50米,海射对地型的最低巡航高度为50～250     

国外弹道导弹被动段控制技术

本文在论述弹道导弹被动段控制重大意义的基础上,阐述了国外几种型号导弹的被动段控制方法及其实施途径;介绍了再入飞行器滚动控制方法;对再入段减速的几种方案进行了探讨和分折比较。