助推-滑翔导弹发展概况及关键技术分析

介绍了助推．滑翔飞行器的研究背景与起源,给出了助推-滑翔导弹的基本定义与飞行过程,总结了助推．滑翔导弹相关技术的国内外发展概况与相应成果,分析了将来的发展趋势与应用前景,并着重分析了助推-滑翔导弹所涉及的弹头外形设计、弹道设计、热防护措施、制导方式、控制方案、助推器、有效载荷、攻防对抗和部署方案等主要关键技术．     

助推-滑翔式导弹总体参数设计方法初探

以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨,而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象,对导弹总体参数设计进行研究,给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点,通过分段分析弹道特性,推导出导弹总体参数与关机点理想速度间的关系式。通过仿真分析,建立滑翔起点参数与关机点参数间的关系模型;考虑平衡滑翔条件,得到滑翔射程公式。基于以上公式和模型,给出助推-滑翔式导弹射程与关机点参数之间的解析关系,初步建立了助推-滑翔式导弹总体参数的设计方法。     

美国高超声速导弹发展现状与前景分析

按照吸气式巡航和助推滑翔两大技术路线,简要梳理了美国高超声速导弹的发展历程,系统梳理了美军各军种在研高超声速导弹的使命任务、关键性能和进展程度等情况,从投资强度、研发进度等角度预测分析了美军高超声速巡航导弹和助推滑翔导弹的发展前景。分析认为,高超声速巡航导弹和助推滑翔导弹均采用了多方案并行发展的思路,其中,助推滑翔导弹占据了当前及至少未来五年之内的绝大部分高超声速导弹科研预算;美国高超声速巡航导弹将主要朝着小型化方向发展,高超声速助推滑翔导弹将朝着全谱系方向发展,并最终会补齐洲际打击的空白。     

助推滑翔高超声速导弹发展趋势及作战使用研究

助推滑翔高超声速导弹因其技术实现难度相对较低,且在作战使用上拥有广泛的应用前景,而备受诸多国家的重视。主要分析了当前美国、俄罗斯等国助推滑翔高超声速导弹的发展现状及特点,并从技术性能与作战需求两方面分析了助推滑翔高超声速导弹未来的发展趋势。最后,从作战指挥决策、目指信息保障、多弹协同作战使用和导弹射效观测与评估等四个方面分析了未来助推滑翔高超声速导弹在作战使用中面临的关键问题。     

助推-滑翔导弹弹道优化与总体参数分析

为解决助推-滑翔导弹的弹道设计与性能分析问题,提出了一种分段优化的全弹道设计方法.利用工程估算方法估算导弹的助推器参数,建立了弹道优化模型,将全弹道分为主动段和滑翔弹头飞行段,分段进行弹道优化.采用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,采用序列二次规划(SQP)等数值方法进行求解.仿真结果表明,Gauss伪谱法处理此类多阶段多约束的弹道优化问题效果较好,最优弹道起伏较小,控制量变化平滑,各项约束都得到满足.利用弹道优化分析了起飞质量、主动段终端倾角对导弹射程的影响,并与弹道导弹进行了比较,结果表明,助推-滑翔导弹在增程方面具有较大优势.     

助推滑翔导弹滑翔段优化研究

介绍了助推滑翔的导弹滑翔段的特点和平衡滑翔工程定义。建立了滑翔飞行的模型,进行了仿真研究,并提出了2种最大升阻比的滑翔控制方案,即分别以高程和气动力函数式为基准的滑翔控制方案。对控制方案分别进行了仿真研究,分析了其优缺点。     

美国AGM-183A机载高超声速助推滑翔导弹技术方案及主要性能研判

根据美国空军和洛马公司公布的官方文件,以及近期美《航空周刊》编辑发布的AGM-183A导弹方案概念图等信息,综合研判了美空军正在研制的AGM-183A机载高超声速助推滑翔导弹技术方案和主要性能指标。通过分析认为,AGM-183A导弹很可能是一型技术方案先进而作战效能低下的机载高超声速助推滑翔导弹,是美军追求快速形成能力但又不愿意采用更加保守有效的技术方案的权宜产物。     

洲际助推-滑翔导弹弹道优化与分析

为了得到洲际助推一滑翔导弹的最优弹道,给出了弹道分段准则,分析了适合的弹道形式;建立了纵平面运动模型、推力模型、气动模型与气动热模型.针对其弹道优化问题,在考虑级间分离、跨声速区、控制、动压、法向过载、突防、弹头鼻头滞点热率与壁温等约束条件下,建立了助推段与滑翔段的多约束多阶段弹道优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.仿真给出并比较了3种情况的弹道优化结果.分析表明,助推-滑翔-弹跳弹道更适合于尖鼻头洲际助推-滑翔导弹.     

变形技术在助推-滑翔飞行器中的应用前景分析

针对助推-滑翔飞行器大飞行包络、多种设计矛盾难以兼顾的设计难点,分析了助推-滑翔飞行器的变形需求。通过调研变形飞行技术的国内外研究现状,明确了将变形技术应用到助推滑翔飞行器的意义和技术难点。变形技术与助推滑翔技术的融合,不仅能够提升飞行器战技指标,还可以对未来飞行器实现智能化作战提供平台保证,有望促进武器系统的更新换代。     

洲际助推-滑翔导弹可达区域优化

分析了洲际助推-滑翔导弹可达区域的形状,给出了求解思路.建立了三自由度弹道模型、推力模型、气动模型与气动热模型.将可达区域优化转化为四类弹道优化问题,在考虑诸多实际约束下,建立了多阶段多约束优化模型.利用直接打靶法将此最优控制模型转化为非线性规划问题,并采用序列二次规划算法进行解算.结果表明,洲际助推-滑翔导弹最佳可达区域可能为不对称的扇形区域,面积可达4430万平方千米.     

助推滑翔导弹对地攻击快速下压弹道设计

为了研究助推滑翔导弹针对地面固定目标的快速打击方法,通过受力分析,提出一种新的弹道下压段俯冲弹道模型。采用翻身下压的飞行方式,使导弹主升力面朝下,弹道下压过程中以正攻角下压为主,延后并缩短了负攻角的使用时间,获得了更快的弹道下压速率。以美国CAV-H为研究对象,利用高斯伪谱法进行弹道仿真计算,并与传统弹道下压方式进行对比。结果表明,与传统弹道下压方式相比,翻身下压具有更高的弹道下压效率及在高速飞行的高热流区保持正攻角飞行的特点。对于采用腹部防热设计的助推滑翔导弹,在实现弹道快速下压的前提下,有效杜绝了热流向背部蔓延,提高了俯冲攻击过程中导弹的安全性。     

助推-滑翔导弹最大射程优化

对助推-滑翔导弹弹道进行数值优化有利于提高综合飞行能力,针对此问题,给出了一种求解其最大射程弹道的整段优化方法,建立了其纵平面运动模型和弹道优化模型.在考虑攻角、法向过载、分离点衔接及落地条件等约束下,应用序列二次规划法求解了最大射程弹道.结果表明,助推-滑翔导弹比常规弹道导弹射程显著提高,其最优弹道有效地提高了射程和突防能力.     

基于空气动力模型的助推-滑翔导弹跟踪

针对助推-滑翔式再入导弹,提出了一种基于空气动力模型的扩展卡尔曼跟踪算法.首先推导了弹体坐标系和东北天坐标系之间的转换关系,接着描述了两种坐标系下再入目标的空气动力模型,然后建立了目标的运动状态方程和量测方程,给出了扩展卡尔曼滤波过程,最后仿真分析了一条助推-滑翔弹道,并结合该弹道进行了跟踪试验.蒙特卡洛仿真结果表明,所述方法比基于未知输入模型的方法跟踪效果更好,且能有效估计目标的空气动力学系数.     

美国临近空间快速打击武器技术发展

从巡航式打击武器和助推-滑翔式打击武器两个方面,梳理了美国临近空间快速打击武器的发展现状。之后,根据近些年相关动态信息,从总体设计、推进系统、技术融合三个角度研究讨论美临近空间快速打击武器技术的发展特点,并以此为基础对相关研究工作提出了建议。     

空空导弹发射在轨段分离安全性研究

对于载机机动环境中顺序离轨分离的空空导弹,导弹发射中在轨段弹架分离涉及导弹发动机和载机安全,其分离安全分析是导弹结构强度设计中必须解决的关键技术问题。本文采用MSC．Dytran软件,对导弹的轨上运动过程以及导弹结构动力强度进行了系统建模和仿真分析,为导弹发射中在轨段分离安全提供了一种有效的解决途径。     

某型导弹发射车射手位人-机-环境系统评价方法

文中以导弹发射车人-机-环境系统评价方法需求为牵引,针对导弹发射车人机结合紧密的特点,把人与导弹发射车作为一个整体加以综合分析和研究.运用模糊层次分析法完成对影响人机工效因素的指标权重计算,在此基础上对客观指标与主观指标分别通过试验数据、仿真数据、测量结果及专家评分的方法完成初始数据获取,结合白化权函数完成工效指标的评定,最终实现对导弹发射车射手位人-机-环境系统设计结果的科学评价.     

机载导弹武器系统的安全性设计

机载导弹武器系统的安全性，涉及到导弹、发射装置、本载机、友机、地勤人员和飞行员的安全。给出了导弹在挂弹、停机坪上存放、挂弹后的测试、载机滑跑、起飞、飞行、发射、着陆、卸弹等各个阶段系统安全性设计的准则和方法。拟为武器系统安全性设计提供一些可行的措施。     

面向零窗口发射的全冗余一体化测发控系统

为了适应载人运载火箭的"零窗口"发射要求,测发控系统必须具有较高的安全性和可靠性.介绍了一种高可靠的全冗余的测发控系统方案,提高发控可靠性,完备测试覆盖性,增强系统的信息处理能力和故障适应能力,确保发射任务圆满成功.载人航天交会对接运载火箭测发控系统采用全冗余的系统方案,结合计算机自动化测试技术、VXI总线技术、光纤通...     

基于运动仿真的导弹发射车故障知识获取研究

为解决智能诊断专家系统知识获取的“瓶颈”问题，用机械制造与设计软件PRO／E Mechanism模块对某型发射车建模．利用装配模块将其安装，进行运动仿真，获得了导弹发射车的发射程序过程的可视化资料及其运动．故障之间的对应关系，为建立智能诊断专家系统知识库提供了一个新的思路．