原型管道火箭发动机的试验

管道火箭发动机可以提高未来战术导弹的射程和速度。在美国空军进行的关键发展阶段的验证试验中,休斯公司在模拟超音速导弹作变高度飞行的风洞中,成功地进行了固体管道火箭发动机的点火试验。管道火箭发动机是从大气中获得它所需要的大部分氧,而常规的空射     

澳大利亚制导炸弹的研究

为了减少常规炸弹的投掷偏差,澳大利亚国防科学与技术管理局(DSTO)从70年代起开始研究精确制导弹药。研究人员给炸弹加装了控制系统以校准弹道、减少漂移并增大射程,进而又提出加装弹翼将常规炸弹改为滑翔炸弹的设想。按这种方式对250kg Mk.82炸弹改形后,炸弹达到了有效的防区外射程。这项研究引起了澳大利亚空军(RAAF)的关注,要求     

苏AS—6空舰战略导弹

AS-6空舰战略导弹主要装备苏“逆火”式超音速战略轰炸机。这个导弹是由AS-4(“厨房”)按比例缩小的一个型号。有三角型弹翼,用液体火箭发动机推进,发射重量约4500公斤,战斗部重约1000公斤,可以是高能炸药或核战斗部。射程:采用高弹道时,据了解为700～800公里;当采用低弹道时射程减小到250公里。由惯性系统进     

防务要闻

中国公布120毫米自行迫击炮/榴弹炮系统使用的新型弹药这些弹药包括:制式高爆迫弹,装药重1.8公斤,射程8.5公里,尾翼稳定高爆反坦克弹药,最大射程1.5公里,穿甲厚度600毫米(传统的钢装甲),火箭助推弹药,初速265米/秒,装药重3.2公斤;子母弹,弹体有刻线,适于线膛炮发射,可携带30枚反坦克/反人员子弹药,可以穿透90毫米的传统钢装甲,子母弹的初速425米/秒,射程9.3公里。     

日美签署联合开发固体火箭冲压发动机备忘录

为提高超音速武器的射程,1992年9月29日,日本防卫厅与美国国防部签署了联合开发固体火箭冲压发动机备忘录。日本方面早在1988年已着手开发这种发动机(由日产汽车公司承担)。现在以小体积整体助推器模式的固体火箭冲压发动机为开发目标,以燃气控制系统     

一种增程有控反装甲弹药

一种增程有控反装甲弹药据《ＩＤＲ》１９９４年ＮＯ．６报道，德国迪尔公司与一家未知名的国外合伙公司对一种增程弹的战斗部和制导技术联合进行概念研究，准备用于Ｐａｎｚｅｒｆａｕｓｔ－３肩射式反坦克火箭发射器。这种装有自主式导引头的弹药，其射程是现行的８００...     

未来战斗系统之武器、传感器和指挥控制篇

“网火”导弹系统包括数个无人值守垂直发射装置,每个发射装置容纳15枚PAM“精确攻击弹药”或LAM“巡逻攻击弹药”或两者任意组合,发射装置安装在轻型车辆上。“网火”可以对付的目标包括移动或静止的导弹发射车,机动防空系统、火炮、坦克及装甲人员输送车。PAM使用可变推力火箭发动机、射程约40公里。LAM采用涡喷发动机,安装有一个弹出弹翼,飞行距离超过250公里,可以在空中巡逻,该弹在飞行70公里之后,激光雷达导引头仍有足够的时间对50～70平方公里的区域进行搜索。     

印度将增大Pinaka火箭弹的射程

印度国防研究与发展组织（DRDO）已证实，印度计划增大214mm Pinaka无制导火箭炮弹的射程。 据DRDO主管称，正在进行一些试验，可使该火箭炮弹的最大射程达到50km～55km，比现有型号的38km射程有显著提高。射程的增大是通过将现有火箭发动机的合成推进剂药柱替换为浇铸粘结药柱实现的。     

日本新的空舰导弹预研计划

日本防卫厅技术研究本部在“重视研究开发的防卫方针”指导下,计划开发新的空舰导弹。该开发计划分为4个阶段。第一阶段从1992年开始,预算约为4.3亿日元。1993年为第二阶段,预算约为9亿日元。为提高防区外攻击能力和载机生存能力,新型空舰导弹将采用整体式火箭冲压组合发动机,具有远射程和超音速性能。为提高抗干扰     

格栅翼组合体的超音速气动特性研究

介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况 .通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析 ,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较 ,阐述了格栅翼的气动特性 .结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大 ,网格数越多阻力越大 ,在 M=2 .52 1 0时 ,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力 ,削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力     

高速箭弹滚转气动特性

为提高尾翼弹射击精度,对高速箭弹滚转气动特性进行研究。建立火箭弹简化模型,对不同翼片斜置角 的火箭弹进行数值模拟,采用有限体积法对空间进行离散,通过多参考系模型模拟火箭弹的定常旋转,得出火箭弹 的滚转阻尼力矩导数和平衡转速,并分别对有、无旋转条件下的气动特性进行分析。计算结果表明：火箭弹升力系 数随攻角的增大而增大,随翼片斜置角的增大变化不大;滚转阻尼力矩导数在高空时会骤减,平衡转速随着马赫数 的增大而增大。     

超声速巡航导弹轴对称进气道型面优化设计

针对超声速轴对称式进气道进行型面优化设计.以最大总压恢复系数为目标函数,进行锥体斜激波系的优化设计,迭代计算出超声速段锥体斜激波系的最佳优化配置;按照一维绝热、无粘假设进行超声速混压式进气道的起动设计;在亚声速扩压器优化设计中采用多模块等面积扩压规律,有效地避免喉道后扩张-收缩结构的出现,改善高马赫数下的气流分离特性....     

弹丸阻力系数辨识模型

采用阻力系数多段样条描述法和非常规炮弹弹道数学模型,建立弹丸阻力系数辨识模型.阻力系数辨识程序通过其数学模型,用雷达测速、气象和其它初始参数,多段样条提取阻力曲线,以及从亚音速到超音速拟合阻力曲线来辨识弹丸的阻力系数.     

火箭弹折叠尾翼的质量优化设计

火箭弹作为一种飞行武器,弹体应具有良好的气动性能.弹翼作为火箭弹结构的重要部分,可以产生飞行升力和对弹体的操纵力,并能加强弹体飞行的稳定性.火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关,此以火箭弹尾翼的质量为优化目标,进行尾翼的轻量化设计.根据火箭弹飞行的空气动力学要求,在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量,以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量.通过理论分析和数值计算,给出了设计变量的设计可行域,得到了尾翼质量的优化设计结果,其优化后质量比优化前减少41%.     

基于混合粒子群优化算法的火箭弹内弹道优化设计

针对无控火箭弹的内弹道优化问题,以增加射程为目标,在发动机总冲恒定的约束条件下,分别建立了固体火箭发动机单室单推模式和单室双推模式的内弹道数学模型和优化模型,采用改进的混合粒子群优化算法,对固体火箭发动机的内弹道特性进行优化设计,求得了全局最优解。仿真结果表明,提出的混合粒子群优化算法具有较好的全局寻优能力和鲁棒性,是解决固体火箭发动机内弹道优化问题的有效方法; 设计的优化策略将某型122 mm无控火箭弹的最远射程提高了3.75%～4.45%,仿真结果对无控火箭弹的总体设计具有一定的理论指导意义。     

反直升机火箭武器系统技术分析

针对直升机的作战性能，文中提出利用火箭弹作为一种反击武器。在建立火箭弹对直升机的毁伤模型，编制计算软件后，通过大量仿真计算得到，在一定初始条件下，火箭弹对直升机可以达到理想的毁伤概率，从而为建立反直升机火箭武器系统奠定了基础。     

压强变化对火箭推力偏心影响研究

采用二维非定常特征线法数值模拟火箭喷管亚、跨和超音速流场,克服了三维定常特征线法不能求解亚、跨音速的缺陷,获得火箭喷管侧向推力随时间、压强的变化曲线.通过研究可以进一步完善微推偏喷管理论.     

分区算法数值模拟弹丸绕流流场

利用分区计算技术 ,从 Euler方程出发 ,应用三维隐式有限体积 TVD格式 ,数值模拟了高跨音速下 SOCBT弹丸和超音速下尾裙弹的绕流场 ,计算结果与实验数据的对比表明所采取的方案是可行的     

滑翔增程弹弹道特性分析

滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。滑翔增程是目前采用的较为有效的ー种弹箭增程技术。阐述了滑翔增程弹的飞行过 程,按其飞行过程将整个飞行弹道分为三段,并分别建立了各段的弹道模型;研究了整个飞行弹道 的特性,得到滑翔弹弹道与常规弹道在升弧段是一致的,在降弧段上则出现了较大的差別;在滚控 段采用“小步走”的控制策略,在滑控段采用开环控制。仿真计算表明：控制方法可行,计算结果与 设计思想一致,对滑翔增程弹的研制有一定的参考意义。     

火箭增程乘波外形导弹弹道特性研究

基于椭圆锥相交流场,采用非轴对称设计方法生成了一种带火箭增程的乘波外形高超声速导弹,并在给定攻角条件下对乘波外形导弹的弹道进行了仿真.仿真结果表明:导弹的飞行轨迹为波浪形;在满足热防护的条件下,给定乘波外形和初始滑翔速度的导弹存在一个较优的初始滑翔高度;导弹自带增程火箭的点火时间越早,其飞行距离越远.