近距格斗导弹发射分离安全分析

载机在大机动条件下发射近距格斗导弹的安全性是导弹发射系统研制中的重要问题。基于近距离格斗导弹发射系统,分析了导弹发射时影响载机安全的主要因素;建立了导弹在轨上运动和自主飞行2个阶段的运动学、动力学模型;通过对导弹气动特性、轨上运动、自主飞行和起控时间的仿真分析,提出了载机机动发射近距离格斗导弹的基本条件,以及载机安全发射近距格斗导弹应采取的措施。     

导弹弹射发射分离轨迹的数值研究

采用弹射方式发射空空导弹会提高对导弹姿态控制的要求。将基于N-S方程求解的流动数值模拟与控制律和求解导弹运动方程相结合,进行机载导弹弹射发射分离轨迹的计算研究。结果表明无控条件下静不稳定导弹在载机干扰流场中姿态发散较快,不利于导弹与载机的安全分离,引入姿态控制后导弹离开载机过程中的姿态变化得到有效控制,提高了导弹弹射发射安全性。     

弹射式导弹发射对超音速飞行载机的动力学影响

在载机超音速飞行发射导弹时载机通过弹射装置施加在导弹上的弹射力大且作用时间短,对载机的扰动较大,会影响到载机和导弹的安全分离.为了研究该扰动下载机的动力学响应,建立了载机的作超音速自然飞行的动力学模型,并验证了该模型的合理有效性,同时设计了一套弹射式发射架.研究结果表明弹射力对载机的运动有一定影响,但是对导弹的出舱速度影响显著,载机对弹射架位置的变化动力学响应明显,多刚体的弹射系统能够按要求发射导弹.     

近距格斗空空导弹轨上运动研究

从近距格斗导弹出发，建立了载机在格斗状态一发射导弹时，导弹在轨上运动的运动学、动力学数学模型，通过导弹在轨上运动的研究，提出了为保证格斗空战时载机的安全和顺利发射导弹对导弹吊挂设计、导弹与发射装置的机械接口、导弹发动机的性能的必要要求。结果，特别是对吊挂设计的要求，与世界上典型的 先进格斗导弹吊挂设计要求是一致的。     

机载导弹导轨式高过载发射动力学特性分析

随着载机机动性能的提高,机载导弹在载机高过载机动条件下的导轨式发射技术将日益重要。针对导轨式高过载发射,提出导轨前端悬臂梁段采用柔性体,其余部分采用刚性体的建模方法,该方法既有较好的计算效率,又能很好地模拟发射过程。采用有限元离散法结合拉格朗日多体动力学理论建立了导弹导轨式高过载发射动力学模型,仿真分析了导弹的离轨过程,结果表明:在高过载机动条件下,导弹分离速度和分离姿态会偏离理想设计值;导弹滑块与导轨之间的作用力会增加;发射时弹体与导轨可能发生干涉碰撞,影响发射安全性。     

无人机机载导弹分离轨迹的数值仿真

载机发射导弹时,对导弹流场有复杂干扰,进而影响导弹在发射初始阶段的姿态和运动轨迹.为模拟导弹从载机分离后的气动特性和相对运动,文中应用CFD商用软件CFD-FASTRAN,采用动态嵌套网格技术,基于Euler方程并耦合该软件的刚体六自由度(6-DOF)运动模块求解导弹发射时的非定常流场及运动轨迹.分析挂架弹射力和载机迎角变化对分离过程运动参数的影响,发现挂架弹射力仅是加快了导弹的运动,而迎角的变化对导弹运动参数有较大影响,研究结果对飞机上如何布置外挂导弹具有参考价值.     

导弹尾喷流对机翼的气动影响

文中研究分析了无人机发射导弹时,导弹尾喷流对载机机翼的气动性能产生的影响;文中采用动态非结构网格技术,湍流模型为k-ω二方程模型,分析模拟了导弹发射初始阶段过程中不同距离对机翼气动性能的影响变化;分析结果表明,导弹发射初始阶段的尾喷流极大的改变了机翼周围的流场结构,对机翼的气动性能产生显著的影响;其研究结果对无人机的安全飞行具有一定的参考价值。     

盾和弹之间的那点事(二十二)——制导篇:狙杀指挥官(中)

正上期介绍了反辐射导弹的一些知识,这期谈谈反辐射导弹载机平台的选择以及发射条件。虽然反辐射导弹的被动雷达制导是一种“发射后不管”的制导方式,但需要载机在发射前提供对方雷达目标的定位和火控瞄准信息。导弹载机平台的选择及发射条件防空压制飞机(即反辐射导弹发射载机)可分为专用的防空压制飞机和具备防空压制能力的多用途战     

无人机导弹发射对机翼的气动干扰

无人机导弹发射过程中,导弹尾气流对无人机机翼产生一定的气动干扰,影响载机的安全飞行.本研究以Fluent软件中非结构动网格理论为基础,采用k-ω二阶湍流模型对不同挂载位置的导弹发射过程进行模拟,得出无人机导弹发射过程中,导弹尾气流使得机翼周围空气流场发生变化,飞机的气动性也随之发生改变,不同挂载位置下导弹的发射对机翼的气动性影响也有所区别.其研究结果为无人机机载导弹发射提供参考.     

HN-3型防区外发射导弹

防区外发射导弹通常指的是中程战术空对地导弹。相对于传统的空地武器而言，这种导弹有许多优点。首先，载机不必飞临目标上空，因此不易遭受目标区防空火力的攻击，飞机可从无防御或防御较薄弱的有利地点发射导弹。其次，获得发射位置和导引武器飞向目标所需的工作量与载机在目标附近发射武器时机组人员既要考虑精确发射武器又要考虑自身安全，其复杂性和压力都降低了。第三，由于载机不必飞临目标区，不需要装主／被动自卫系统，因此省出的空间可携带更多的武器和任务载荷。     

导弹静稳定度对弹射式导弹发射特性影响研究

文中建立了弹射式导弹发射特性分析模型。进行了导弹初始飞行段机弹分离安全性和导弹姿态精确度研究。通过对导弹不同静稳定度下的运动特性对比分析，给出了满足分离安全性与姿态精确度要求的导弹静稳定度范围，经过一个实例研究表明所建立的模型与方法是合理有效的。     

不同时离轨倾斜发射导弹出箱安全性研究

导弹的出箱安全是箱式发射需解决的关键问题。以往研究设计中都是在假定发射箱为刚体的基础上进行导弹出箱安全性分析,未考虑发射箱箱口的回弹对导弹出箱安全性的影响。利用有限元软件Abaqus建立发射箱有限元模型,用中心差分法对导弹出箱过程中的箱口变形情况进行求解计算。通过对计算结果进行分析,总结箱口变形规律,修正出箱安全间隙数据,为导弹出箱安全性判断提供了支持。研究表明,发射箱箱口变形对导弹出箱安全间隙有较大影响,对完善导弹出箱安全性判断有重要意义。     

基于目标打击顺序的多弹头导弹分导方法

在多弹头导弹子弹头分导方法研究中须考虑目标打击顺序的影响,通过模糊综合评判确定了多个目标的打击顺序,根据目标的反导能力等因素确定了打击该目标的弹头类型以及耗弹量.结合多弹头导弹弹头特性建立了子弹头的分导原则,对子弹头的分导顺序进行了初步设计与优化.根据确定的目标打击顺序和优化的子弹头分导顺序,建立目标打击顺序与子弹头分导顺序的一致性原则来确定子弹头的最佳分导顺序.通过数值示例计算说明了子弹头分导方法的确定步骤,为多弹头导弹分导方法的选择与确定提供了一种有效的辅助手段.     

基于Matlab的比例导引弹道仿真分析

介绍了比例导引法的导引规律,推导了基于比例导引规律的拦截弹弹道方程.给出了一种目标做正弦机动飞行的轨道方程,并采用Matlab对拦截弹拦截目标进行了目标拦截仿真.分析了拦截弹速度和目标速度,以及导引系数对拦截弹弹道的影响,研究了导弹实际飞行中弹道曲率与法向过载的关系.     

利用卫星制导远程机载导弹的几个问题

利用卫星制导远程机载导弹,在时间匹配性要求下,降低卫星轨道高度并不能解决雷达探测距离不足的问题,需要利用卫星组网技术解决。在雷达探测距离足够远时,也可以采用椭圆回归轨道,给出了轨道设计方法。为了使用星载雷达测量的数据,需要解决不同平台的对准问题。通过计算机数值仿真,研究了纯惯性制导下中制导产生的导引头指向误差,在当前技术条件下,最主要的影响因素是初始对准误差,仿真表明利用星载雷达测量的导弹位置,采用卡尔曼滤波的方法,可以不断修正导弹的位置误差,提高导引头的指向精度。     

基于遗传算法的侵彻子母弹最佳抛撒高度求解

侵彻子母弹的抛撒高度直接影响着导弹对目标的打击效果.通过分析母弹的抛撒高度与子弹着地参数的定量关系,推导得到了使各子弹整体侵彻效果达到最佳的目标函数;在此基础上,建立了基于遗传算法的侵彻子母弹最佳抛撒高度求解模型,并进行了数学仿真.仿真结果表明,相比传统的步长搜索法,遗传算法收敛速度更快,计算效率更高.     

地球自转对弹道导弹轨道和落点影响分析

介绍了一种通过导弹关机点参数确定导弹轨道和落点的算法,比较了在考虑地球自转和忽略地球自转两种情况下的导弹轨道和落点,仿真结果表明,地球自转对弹道导弹落点的影响相当大,同时这种影响和关机点参数密切相关。     

空间拦截弹道优化研究

为验证利用地基导弹进行空间拦截的可行性,对空间拦截弹道优化问题进行了描述.根据固体火箭弹道设计方法,分析了弹道的影响因素,提出基于正交设计的搜索算法,给出了详细的算法流程,介绍了搜索方向的正交设计方式和搜索过程.用该模型对某一参考弹进行了仿真计算,计算结果表明,只要弹道参数设计合适,参考弹完全可以将100 kg有效载荷送入近地轨道,满足空间拦截作战要求.     

控制系统误差估计及在反馈控制中的应用

利用最优不等距节点的样条函数表示制导工具系统误差 ,建立了一个能同时估计制导工具系统误差和外弹道测量系统误差的数学模型及参数估计方法 ,在此基础上 ,利用落点折合信息 ,提出了导弹命中精度的反馈控制方法     

印度导弹武器装备体系发展与前景分析

随着国际安全环境的重大变化,印度加紧了其军事战略的调整和军队建设的步伐,大力发展导弹武器体系建设,对周边国家和地区形成了安全威胁.在分析印度军事战略的基础上,重点阐述印度弹道导弹、巡航导弹、防空导弹和导弹防御系统等武器装备体系的建设情况,并分析了其发展趋势和未来前景.