双脉冲中程空空导弹弹道优化

针对双脉冲中程空空导弹多次开关机且开关机时间不确定的弹道优化问题,以发动机开关机前后为分段条件,并考虑终端位置、速度以及舵偏角、动压等过程约束,建立了多段多约束的弹道优化模型,分别以最短时间和最大末速度为性能优化指标,使用hp自适应Radau伪谱法进行求解,获得了不同末速度、不同初始和终端高度情况下的最优弹道,并根据求解结果分析了飞行条件变化对导弹弹道的影响。结果表明,在初始高度相同的情况下,导弹末速度越大,飞行时间越长;而导弹的初始高度越高,其飞行时间就越短,末速度也越大。     

整体式固冲发动机空空导弹一体化设计

采用分步优化方法，研究了整体式固冲发动机中远程空空导弹的一体化设计问题。在质点弹道总体优化设计中，把导弹和整体式固冲发动机作为一个系统，优选了导弹和发动机的参数；在质点系优化设计中，对控制系统参数进行优选，满足导弹的命精度要求。实例计算结果表明，采用分步优化方法具有较高的效率，便于工程应用。     

流星导弹的关键技术及最新研制进展

流星导弹是欧洲导弹集团(MBDA)研制的、以流量调节整体式固冲发动机为动力装置的空空导弹,整体作战性能将超过其它现役中远距空空导弹。介绍了流星超视距空空导弹的技术与性能、最新研制进展和改进。     

高性能导弹的弹道和推进系统优化的综合分析

本文介绍了高性能双脉冲发动机导弹在两种飞行环境中弹道和推进系统同时优化的综合分析法。这一研究采用了具有罚函数的拟牛顿参量优化方法来满足终端和轨迹的约束条件。用分段线性开环指令和分段不变反馈增益将弹道控制变量参量化。要优化的脉冲发动机参数是脉冲宽度、平均推力、中性系数、脉冲燃烧时间和脉冲间的延迟时间等。与采用原来规定的火箭发动机推力数据优化的弹道相比,火箭发动机推力时间曲线与弹道一起优化使射程增加了11％。     

远距空空导弹最优中制导律研究

远距空空导弹一般采用冲压发动机作为巡航段的动力装置,因此在进行远距空空导弹中制导律研究时必须充分考虑冲压发动机的特性.本文以使用冲压发动机的远距空空导弹为应用背景,首次提出利用动态规划方法研究导弹的最优中制导律,给出的计算实例证实了提出方法的正确性.     

国外简讯

Have DashⅡ:将来先进中程空空导弹的新技术美国空军在 Eglin 空军基地试验了 Have DashⅡ示范导弹,从而实施对空空导弹的设计工作进行检测,Have Dash Ⅱ导弹的设计说明,空空导弹的设计已经发生了根本变化。这次试验的 Have DashⅡ导弹其尺寸与 AIM-7相同,经改进后,导弹截面为三角型截面,弹体底部为平面,无尾部控制,它使用了 AIM-7导弹发动机,弹体材料为石墨 PMRM5     

有翼导弹/固体火箭发动机一体化设计

以某空空导弹为算例,研究了有翼导弹/发动机一体化设计问题。建立了固体火箭发动机的能量模型和质量模型,导弹质量模型、导弹与目标的数学模型,并计算了不同外形下的导弹气动力系数。应用优化理论完成8个设计变量的优化设计问题。在一体化设计中考虑了导弹外形变化对气动力参数的影响。分析与计算结果表明,导弹起飞质量有所下降,所建立的数学模型是正确的,并可用于其它型号的一体化设计。     

远距空空导弹最优中制导律研究

远距空空导弹一般采用冲压发动机作为巡航段的动力装置，因此在进行远距空空导弹中制导律研究时必须充分考虑冲压发动机的特性。本文以使用冲压发动机的远距空空导弹为应用背景，首次提出利用动态规划方法研究导弹的最优中制导律，给出的计算实例证实了提出方法的正确性。     

多脉冲发动机研究

为提高导弹的飞行性能,提出了相对飞行航迹适当进行推力控制的多脉冲固体火箭发动机方案。介绍了多脉冲发动机的原理、结构和日本防卫省技术研究本部正在进行的隔膜型脉冲发动机研究试验概况。     

双脉冲固体火箭发动机概况

在远程、超远程防空导弹上采用能多次点火的多脉冲固体火箭发动机是未来导弹动力装置发展的趋势.介绍了双脉冲发动机的原理、优缺点和国外研究现状,并对其关键技术进行探讨.     

固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势

通过对采用固体火箭冲压发动机和固体火箭发动机的导弹在不同高度下的弹道性能计算和分析，得出采用固体火箭冲压发动机的导弹在射程、速度、机动性等方面都比采用固体火箭发动机的导弹具有很大的优越性，希望能够为我国今后发展固体火箭冲压发动机技术提供一些理论支撑。     

国外某型号发动机反设计

对国外某型号发动机进行反设计,分析了该发动机的总体结构形式,依据测绘的药型和喷管几何参数,推算出推进剂的性能参数,并计算出内弹道曲线。改进型发动机和基本型相比,提高了性能,并且改善了装药可生产性。     

新型的固体导弹分离火工系统

本文介绍的固体导弹分离火工系统，是一种典型的第二代分离火工系统。它由钝感电起爆器引爆非电火工装置，进而引爆末端的爆炸螺栓和推力终止起爆器，从而完成了导弹弹体与再入体的分离。由于该系统将弹体上的无污染爆炸螺栓与固体发动机上推力终止起爆器组成了一个分离火工系统，所以使分离达到了高度地协调一致。经地面及飞行试验证明，该系统工作可靠，分离平稳，姿态扰动小。     

固体火箭发动机喷管及出口处流场特性的数值分析

采用STAR-CD计算流体软件对某俄式发动机的喷管内流场及喷管出口处流场进行了三维的数值仿真与研究。分析了喷管内流场及喷管出口处流场的流动情况和设置不同出口边界位置对喷管中流场分离点及斜激波反射点的位置的影响,得到了清晰的流场压力与马赫数的分布云图与曲线图。仿真结果与地面热试车试验测得的结果相吻合。可为固体火箭发动机喷管的设计与研究提供有效参考。     

极端载弹下直升机载火箭发射燃气冲击效应研究

针对机载火箭发射过程中对机体造成的动力冲击效应,对直升机机载火箭系统发射全过程的燃气射流冲击流场进行计算。通过3维非定常的数值模拟方法,结合动网格方法及分块混合网格模型,对比不同载弹状态下的火箭巢结构对冲击效应的影响。计算结果表明:机身表面受到的最大冲击超压在10 kPa量级,不同载弹状态下起始冲击波流场发展过程相似,超压分布均为单峰函数,但火箭离管时空载状态发射的冲击流场变化更为复杂,机身最大超压分布规律为双峰曲线。     

小开口壳体自由药柱固定

某小型战术导弹固体火箭发动机采用满装填端面燃烧药型,由于结构限制导致无法实现药柱自由装填,药柱必须在壳体内浇注成型。针对此特殊情况,绝热层设计了隔片结构,较好地解决了药柱的轴向及周向定位问题,并有效地控制了药柱与壳体绝热层内壁的间隙。     

战术地地导弹弹道/固体火箭发动机一体化设计与仿真研究

给出近程战述地地导弹弹道／固体火箭发动机一体化优化设计的数学模型、设计方法与数值优化算法等。并针对某地地导弹，作了大量的弹道仿真，得到了弹道与发动机的最优匹配，使起飞总重明显下降。     

某型点火发动机设计与试验研究

文中详细介绍了用于某型号空空导弹固体火箭发动机的点火发动机的设计和试验情况。这是首次成功地应用于空空导弹发动机上的点火发动机，从而为后续空空导弹固体火箭发动机点火装置的设计提供了一条新的途径。     

固体火箭发动机工作效能的层次分析法

在固体火箭发动机工作效能分析的基础上，利用解释结构模型建立固体火箭发动机工作效能的多层递阶模型，并运用系统工程的层次分析法分析计算得出固体火箭发动机工作效能诸要素的综合重要度，为固体火箭发动机的设计、工作效能的提高和今后的研究方向提供参考。