某型弹道导弹自由段飞行弹道仿真

利用OpenGL三维图形实时交互技术，在VC＋＋中编程，实现了不同输入条件下的导弹自由段飞行弹道与飞行姿态仿真，包括导弹建模、以及由云彩绘制和流动效果组成的云彩的建模。     

导弹制导误差概率密度试验计算方法

导弹的制导误差概率密度试验计算，是确定导弹目标杀伤概率的基础。在工程中具有重要应用价值。一般在飞行试验中,导弹的弹着点散布,散布中心主轴与量测坐标轴不平行。使得弹着点横向坐标与纵向坐标线性相关,提出了根据导弹飞行试验数据．确定弹着点散布中心主轴方向的计算方法。以及系统误差和随机误差计算方法,为导弹制导误差概率密度计算。提供了计算手段。     

低飞导弹的高度保持系统的研制和试验

本文介绍一个飞行调节系统,这一系统可使导弹在海面上空低空飞行。对调节器的构成、最优化的原则以及与特定导弹的匹配作了概述后,作为系统发展例子,介绍了通过部件到整个系统的实物模拟和飞行试验验证,逐步地对调节器-导弹系统进行试验的情况。     

减阻杆设计中的非定常空气动力学问题

三叉戟Ⅰ导弹的一个特点是采用可伸缩的头部减阻杆,减阻杆使气流分离动压降低,来减少钝头的阻力。阿波罗土星助推器的经验证明,气流分离可能为某些临界自由-自由弯曲振型提供负气动阻尼。问题的关键是要确定负阻尼达到足以使导弹结构受到破坏的条件。本文对这种气动阻尼作了分析,包括减阻杆不连续挠曲对气劝阻尼的影响,这种挠曲是由于减阻杆受到气动加热而膨胀,使杆结头松动所引起的。脉动压力在减阻杆上能传导最严重的横向气动载荷,因此本文还列出了脉动压力风洞实验数据。     

来流和尾焰相互作用对导弹底部加热的数值仿真研究

为研究导弹飞行时,来流和尾焰相互作用对导弹底部的加热特性,对不同飞行参数和喷管摆角下导弹燃气射流流场进行了三维数值仿真研究,分析了导弹底部区域流场温度和流动参数的分布特点。研究结果表明,导弹飞行过程中,空气来流和喷管燃气射流相互作用,在导弹底部区域形成低速回流区,回流区内气体温度随导弹飞行高度、速度增加而上升。相比无摆角时,喷管摆角的存在使导弹底部回流区气体温度升高,喷管摆角越大温度升高越多。导弹在高空高速飞行和存在较大喷管摆角时,导弹底部加热较为严重,需采取适当的热防护措施。     

导弹自由飞振动应力计算探讨

对导弹自由飞过程中要经受的3种振源,即边界层扰动、发动机排气噪声和发动机点火激励振动产生的机理和特点进行了分析.通过对比外挂物和自由飞导弹状态的差异,分析亚声速,跨声速和超声速飞行时导弹边界层变化规律,推导出基于MIL-STD-810F中外挂物振动应力计算公式计算导弹自由飞振动应力的方法.     

导弹飞行试验正交设计与优化

针对导弹飞行试验在导弹的研制、定型过程中发挥着越来越重要的作用,结合导弹飞行试验特点与正交试验设计特性,提出了利用正交试验设计来安排导弹飞行试验的方法。通过分析导弹定型飞行试验的主要影响因素,建立了飞行试验正交设计模型。通过正交试验设计,一方面在保证提供足够试验信息的前提下减少了试验的次数,从而减少试验费用和缩短研制周期,同时也有利于防止出现重复试验和漏掉必要试验的情况,在实际试验中具有较强的应用参考价值。     

红外自旋导弹阻尼通道的分析和计算（交流载波系统理论的应用）

导弹的阻尼通道性能对导弹的飞行稳定性和机动性影响很大。为了保证导弹既有很好的稳定性，又有良好的机动性，须对阻尼通道性能进行分析．合理选择系统的参数。尤其对小型战术导弹来说，阻尼通道参数影响到命中目标的精度。某低空自旋导弹的阻尼系统是单通道的，其工作原理是：当导弹在控制力矩(或干扰力矩)作用下产生一个横向角速度Ω，角速度传感器敏感遮横向角速度后，输出一个与Ω成正比的电压信号Un(频率fD)．这电压信号Un经过f0的高频调制以后卫输入解调器电路进行信号解调。然后把解调出来与Ω成正比的电压信号反馈到自动驾驶仪回路中去，从而来抑制控制信号（或者阻尼导弹的横向摆动）。     

JASSM进行首次EMD飞行试验

洛马公司导弹与火控分部在埃格林空军基地试验靶场进行了 AGM- 1 58联合空面导弹 (JASSM)的首次工程与制造研制 (EMD)控制飞行试验。这枚试验弹从一架在墨西哥湾上空 6553m高度、以 Ma =0 .8的速度飞行的 F- 1 6战斗机发射 ,导弹与飞机分离后弹翼和尾翼立即展开 ,发动机点火 ,一共飞行了 9min30 s(预计飞行 2 5min以上 )。此次试验旨在评估导弹在性能包络极限内的气动特性和飞行控制特性。导弹发动机在发射后 40 s在预定启动高度点火 ,导弹在 GPS/INS制导系统控制下成功地通过两个航线点 ,原订全程有 1 0个以上航线点 ,后因发现异常…     

自主毫米波雷达制导系统

赫尔克里士防御电子系统集团已将毫米波技术用于解决各种制导，控制问题。这里提供了有关ＡＧＭ－６５（Ｄ）幼畜空地导弹毫米波导引头的研制和一体化情况，最近的自由飞行试验成功地证明系统能在一大的面积上搜索可能的目标，确定优先顺序，并针导弹导引到目标。     

基于卫星导航系统的导弹姿态测量算法研究

弹体姿态测量是导弹飞行试验的重要组成部分,对于评估导弹控制系统性能、分析导弹飞行状态、改进飞控系统设计都具有重要作用。导弹自身惯性系统可进行姿态测量,但其误差随时间增加而累积且发散,在远距飞行时误差明显。卫星导航系统具有精度高、误差不随时间积累的特点,利用多天线阵列相对精密定位技术,可实现导弹姿态的高精度测定,为导弹姿态测量提供一种全新的思路。     

硫磺石导弹完成第二次飞行试验

继 1 999年初进行的第一次飞行试验之后 ,阿莱尼亚 -马可尼公司的硫磺石导弹成功地进行了第二次飞行试验 ,这次试验是在亚利桑那州的靶场进行 ,主要任务是试验导弹对速度和高度的飞行控制、演示惯导系统的性能、鉴定弹体与导引头的通讯、验证导引头的目标捕获并评估遥测系统的性能。此项计划的分包商波音公司设计和制造了硫磺石导弹的发射架。硫磺石导弹仍在研制中 ,以满足英国空军对固定翼飞机发射的自主武器的要求。硫磺石导弹完成第二次飞行试验@周军     

洛马公司和美国导弹防御局成功进行了末段高空区域防御飞行试验

2006年5月11日，洛马公司和美国导弹防御局（MDA）在新墨西哥的白沙靶场成功进行了末段高空区域防御（THAAD）飞行试验．这是THAAD武器系统自开发以来第一个完整的飞行试验，试验包括从活动发射装置上成功发射THAAD截击导弹，试验中没有采用目标导弹而是用一个模拟目标来评估系统性能．试验内容还包括活动发射装置、火控系统和雷达．THAAD雷达系统中载入了虚拟目标数据，可探测、跟踪截击导弹并提供飞行中目标数据的更新．     

基于油气支承自由边界模拟的全箭模态试验技术研究

为了验证基于油气支承自由边界模拟开展全箭模态试验的工程应用,分别开展了基于小型油气支承系统验证方法和全箭模态试验应用可行性研究,对油气支承单元和系统进行了验证方案设计和实施,并对油气支承系统的关键设计指标、系统功能、稳定性和可靠性进行测量验证。最后开展某型号运载火箭的油气支承自由边界模拟和弹簧钢索悬挂自由边界模拟的全箭模态验证对比试验,验证了试验技术的可行性和有效性,也为未来大型运载火箭的研制提供试验技术支撑并积累了工程经验。     

捕鲸叉导弹的环境试验

捕鲸叉导弹是一种可以从飞机、舰船和潜艇等多种平台发射的全天候反舰导弹。发射后,它掠海飞行,并具有几种末段机动飞行能力。中段制导由高度参照部件、雷达高度表和数字计算机提供。末段制导则利用主动式频率捷变雷达完成。最初,捕鲸叉导弹的环境试验目标是要     

DC-X进行两次飞行试验

麦道公司的DC-X火箭于今年8月18日和9月11日进行了两次飞行试验,均获得了成功。第一次飞行试验曾因雨和雷电数次推迟,最后于下午4:43从白沙导弹靶场起飞。试验期间火箭进行了爬高、翱翔、横向飞行,最后尾部在前成功地着陆。火箭飞行高度为45m,横向飞行距离为106m,飞行时间为60s。完成飞行后垂直降落在事先准备好的水泥场上。目击者说,DC-X的飞行速度很快,发动机的排气气流在飞行过程中,特别是在着陆时遮蔽住了火箭。飞行试验负责人称,他们已经实现了整个飞行计划所确定的主要目标的60％以上。     

“战斧”导弹的试验

美国海军/通用动力公司,一月二十九日在加里福尼亚州的默古角太平洋导弹试验中心,成功地进行了“战斧”巡航导弹的地面平台发射试验。“战斧”导弹以超视距的水面舰艇为目标,做远程飞行。实验的主要目的是试验固体助推器的点火,转入巡航飞行后,用涡轮风扇发动机。弹体可以回收再用。“战斧”导弹装有攻击舰艇的主动雷达寻的导引头。据现在记录,该试验是第三十七次,至此已进行三十三小时的自由飞行。     

JASSM首次制导飞行试验获得成功

２００１年１月１９日,在白沙导弹靶场成功地进行了洛马公司所属的导弹与火控公司的联合空面防区外发射导弹（ＪＡＳＳＭ）的首次研制试验。此次试验是承包商８次研制试验与签定（ＣＤＴ＆Ｅ）飞行的第一次,也是首次用导引头将导弹制导到目标的试验。 这枚ＤＴ－１研制试验弹从一架在新墨西哥州沙漠上空４５６０ｍ高度以Ma=０．８的速度飞行的Ｆ－１６战斗机上发射,导弹与载机成功分离后弹翼和尾翼立即展开,发动机点火。导弹飞行了 １１０ｋｍ抵达目标,导弹在ＧＰＳ／ＩＮＳ导航下飞经３个预定航线点,并多次完成为保持预编飞行航迹所…     

目标指向大陆 台湾即将批量生产“雄风”-3超音速反舰导弹

实际上,台湾军方早在2004年11月和12月就已先后两次在台湾东南部屏东县的九鹏导弹试验场试射了“雄风”-3型导弹,试验包括飞行控制、超音速自由飞行、轨迹俯冲、仿真攻舰和掠海飞行等科目,还在东部海域进行了“绕圈飞行”,并在海平面上模拟进攻地点地貌和障碍物,结果都顺利地命中目标。尽管目前“雄风”-3导弹还存在着火控等方面问题,但“雄风”-3导弹的研制明显加快,并且不久后就可以装备台军。     

用于超音速战术导弹的冲压发动机低成本燃烧室

前言 1979年4月一种低成本整体式液体燃料火箭冲压发动机在美国加里福尼亚Point Mugu的海军太平洋导弹试验场,成功地进行了飞行试验。这种推进系统是由早期经过飞行验证的整体式冲压发动机演变而来的。原始的整体式冲压发动机推进系统曾连续五次出色地进行了飞行试验。试验中,导弹的典型加速、巡航和机动飞行都是受控的。这五次飞行试验是在两年时间内进行的,首次飞行始于1974年11月。地面试验计划于1968年开始实施,共持续六年,到1974年结束。