南非试射新型空地导弹

图中由“卢伊瓦克”发射的新型空地导弹是由南非的丹尼尔公司设计的Ｍｏｋｏｐａ，其第一次试射在去年９月用盲导弹发射，发射初速度为４０节，并完成了稳定的向前飞行。带导引头的导弹试射也将从今年开始。射程为１０千米的Ｍｏｋｏｐａ采用激光导引头，但也在考虑红外成像及微波导引头方案。南非试射新型空地导弹     

空地导弹弹道增程方案设计

针对空地导弹直线对准弹道方案,采用优化初始航迹角的方法得到满足终端速度约束的弹道;最大射程飞行方案采用控制迎角的方法使航程最大,采用多项式样条插值的方法来估计迎角变化规律,用遗传算法优化采样点的参数,得到了满足终端速度约束的最大射程。通过算例对比可知,最大射程飞行方案的射程比直线对准飞行方案提高了三倍多。研究结果对空地导弹的标准弹道设计有一定的参考价值。     

法国进行新型先进空地导弹测试

法国国防采办局(DGA)近期成功地进行了模块化先进空地导弹(AASM)的首次发射试验。这种导弹由萨杰姆国防安全公司研制,有 GPS/惯导和 GPS/惯导/红外图像导引两种改型。这两种型号都能够全天候、全天时发射,射程超     

二次点火发动机最优增程设计与分析

研究了采用二次点火发动机对火箭弹进行增程的最优设计方法与设计原理，用罚函数法把约束条件构成统一的目标函数，再用直接寻优法进行计算，分析了火箭弹倾角、再点火时间及总冲分配等因素对射程的影响。结果表明，二次点火发动机技术可以实现远程火箭弹增程最大的设计要求，且最优发射角对射程影响极大；总冲分配最佳时，总的阻力消耗最小，增程率越大；再点火时间的影响相对较弱。同时还比较了二次点火发动机工作时的火箭弹弹道与一般弹道的区别，及其对阻力和射程的影响。     

巡航导弹总体参数优化方法研究

提出了巡航导弹总体参数优化方法,并建立了用于喷气式巡航导弹总体设计的综合模型及相应的计算机软件。该方法以巡航导弹的发射质量最小为目标,以最大速度、最大稳定盘旋过载、单位剩余功率、最大射程为设计约束,对弹翼面积、弹翼展弦比、弹翼尖削比、弹翼后掠角及弹翼平均相对厚度进行优化。     

弹道导弹中段防御的拦截窗口分析

根据弹道导弹中段飞行近似为二体运动的特点，应用二体运动理论分析了弹道导弹中段防御的拦截窗口。假设最低拦截点由拦截弹末段寻的飞行正常工作的最低地面高度决定，最高拦截点由拦截弹投射能力决定，给出了根据当前时刻弹道导弹位置和速度求解拦截窗口的算法。对采用最小能量弹道飞行的弹道导弹，给出了根据射程求解拦截窗口的算法，并对不同射程的最小能量弹道，给出了求解拦截窗口的算例。     

面向弹道优化的高超声速再入飞行器模态稳定性分析

为研究高超声速再入飞行器沿弹道的自由扰动运动的稳定性,考虑大气密度随高度的变化和引力梯度,建立了高超声速无动力再入纵向动力学小扰动线性化方程,然后获得转移矩阵和特征方程,在此基础上进行沿弹道的纵向模态分析。利用二次曲线及基于类型函数和形状函数（CST）的方法提出升力式高超声速飞行器气动布局,并采用工程估算方法获得飞行器气动特性数据。针对最大射程、最小射程和跳跃弹道等典型再入弹道进行沿弹道的模态稳定性分析,得到高超声速再入弹道高度模态、沉浮模态和短周期模态稳定性沿弹道的变化特征。从稳定性的角度,对弹道优化提出建议：应避免所设计的弹道产生太大的跳跃,即使是牺牲一些射程上的性能,因为跳跃会使短周期模态和沉浮模态产生更多的不稳定特征根。     

二对一超视距空战仿真及效能分析

建立了一种战斗机超视距空战的作战方法,构建了雷达、导弹和战斗机的功能模型,以及空战各阶段的作战流程。以战斗机损失比来分析结果,采用2k因子法设计和统计了战斗机隐身性能、导弹射程、战斗机数量、信息共享等因素的影响。当战斗机的RCS较低,使得敌方雷达探测距离显著降低,导弹的发射距离显著低于其射程时,导弹射程将无法充分发挥作用,其对空战结果的影响将小于RCS;战斗机之间有信息共享相对于无信息共享情况,红/蓝损失比平均提高61%;信息共享可以增加空战优势,提高己方战斗机群的打击效率。     

火箭弹垂直发射动力学建模与仿真

首先建立了火箭弹垂直发射的弹道模型,然后研究了升阻比、弹道倾角等参数的变化对火箭弹射程的影响,并分别对这两种情况进行了仿真。仿真结果表明,滑翔飞行时,在一定程度上增大了升阻比,有助于增大火箭弹的射程;另外在转弯结束时,弹道倾角的变化对火箭弹射程也有一定影响。     

球形破片飞行速度衰减过程实验研究

通过二级轻气炮发射方式、激光无阻测量方法测量了不同材料、不同直径的球形破片在不同初速条件下长距离(最大距离达120m)飞行时的速度衰减规律.试验结果表明:在同一初速条件下,球形破片长距离飞行时的衰减系数为常数;破片飞行空气阻力系数与破片初速有关,在战斗部设计关心的范围内(1.2 km/s～2.2 km/s),阻力系数与初速成线性关系.     

空-空导弹攻击区的高精度快速拟合

针对一般拟合法在处理空－空导弹攻击区这一复杂的非线性函数时所存在的问题,提出多关系式拟合-插值法,降低了拟合阶次。数字仿真结果表明,该方法极大地提高了拟合的精度和速度。     

空－空导弹投放系统误差与误差敏感度分析

空对空导弹发射控制参数的计算及其误差分析,是保证攻击有效性的重要环节。介绍了前置追踪攻击原理,给出了空空导弹发射控制参数的计算模型,建立了系统误差分析的仿真结构,提出用小扰动法来研究发射控制参数与扰动误差源的敏感关系,并进行了敏感度计算     

防区外发射导弹的航路规划

超低空突防是目前远距离空地导弹对地攻击的最为有效的突防模式,而预先对导弹突防路线进行航路规划则是灾防成功与否的关键。本文系统地给出了航路规划的设计思想、数学原理和路径生成方法,定量描述了威胁场和地形的数学模型。同时运用威胁场分区规划法、遗传算法,以及最优控制专家知识库的全新的寻优方法对复杂环境进行搜索,并引入模糊数学进行评估决策,从而产生最佳实防路径。     

大地测量误差对导弹精度的影响与修正

将导弹发射点的所有测量误差统一为标准发射坐标系与实际坐标系之间的平移和旋转,建立了这两种坐标系之间的变换关系,通过各坐标系内的制导方程,用小偏差法求出了落点偏差与发射点的坐标偏差,高程偏差,方位角偏差及垂线偏差之间的解析关系式,并按该计算模型,对典型远程导弹进行了计算。结果表明,该修正公式计算精度高,能用于导弹射前修正。     

火箭内装式机载发射运载能力分析

针对内装式机载发射运载火箭的分离方案,结合分离条件及某型号运载火箭,设计了火箭分离后的发射轨道,并研究了火箭的控制规律。分析和计算表明,所设计的发射轨道可满足卫星发射需求,所采取的控制规律切实可行,与地面发射相比,可大幅度提高运载火箭的发射能力。     

导弹的最小方差容错控制

提出了一种新的容错控制方案:随机参数最小方差控制。在这种方案中,控制对象被表达成为参数具有概率分布的随机模型。容错控制是随机参数和随机噪声情况下的最小方差控制。针对舵机回路传感器故障,设计了地空导弹容铅控制系统,并进行了数字仿真。结果表明,当导弹控制系统发生故障时,常规最小方差控制失效,但最小方差容错控制具有良好的动态响庆性能。     

可重复使用运载器连续推力轨迹回转机动方法研究

针对可重复使用运载器(RLV)原场返回过程中所面临的轨迹回转问题,提出了一种在亚轨道高度进行姿态调整并使飞行轨迹回转、指向发射场方向的机动方法.在RLV与上面级分离之后,利用RLV自身推力抵消背离发射场速度,最终使RLV飞行方向指向发射场并进入再入返回阶段.采用连续推力方案,利用最优控制理论推导得出满足轨迹回转终端要求的机动指令.仿真结果表明,该方法能够实现RLV与上面级分离后轨迹迅速回转,可为之后的返回原发射场提供保障.     

导弹抛底罩过程建模与分析

导弹冷发射采用底罩保护一级发动机,发射后需要将底罩抛离。为了防止底罩撞击地面设备,采用了铰链连接的利用弹簧作为分离能源的侧抛分离方案。对分离运动及动力学特性进行了研究,建立了底罩旋抛过程的运动学和动力学模型。对导弹底罩分离过程中受到的气动力、弹簧力和空气负压力等多种不确定性因素进行了灵敏度分析,通过仿真得到了底罩脱离角度和弹簧相关参数对分离过程的影响,并进行了参数优化。最后对考虑多个偏差影响下的分离方案进行正交仿真试验,得到了主发动机点火时底罩质心散布范围和底罩落点范围。     

舰艇运动对导弹冷发射出筒的影响

针对舰载导弹垂直冷发射对导弹出筒轨迹和姿态偏差有一定要求的现状,研究舰艇运动对导弹冷发射出筒扰动问题。分析了舰艇运动中可能造成最大扰动的发射时刻。采用对可能最大值点仿真研究的方法,用动力学仿真软件ADAMS针对可能最大扰动时刻进行影响程度的定性研究。结果表明,5级海情对舰载导弹冷发射影响较大;舰艇运动最大过载时刻对导弹轨迹水平和竖直方向位移影响最大;在最大摇摆角时刻发射会导致导弹出现最大姿态偏角。     

导弹贮发箱便携式自动补气设备设计

利用无热再生吸附式空气干燥压缩技术设计整体气路,采用多通道传感器采样技术实现实时检测与控制,选用C8051F310混合信号处理器作为主控制器完成设备的整体控制,设计了一种便携式自动补气设备,满足了随舰保障和库房存储等情况下导弹储发箱的补气要求。