引人注目的近程防空导弹RAM

引人注目的近程防空导弹ＲＡＭ１ＲＡＭ导弹概述ＲＡＭ是指美德两国海军共同开发研制的ＲｏｌｉｎｇＡｉｒｆｒａｍｅＭｉｓｉｌｅ（旋转弹体导弹）ＲＩＭ－１１６Ａ。ＲＩＭ－１１６Ａ导弹弹长２．７９ｍ，弹径１２．７ｃｍ，翼展４３．４ｃｍ，发射质量７３．６ｋｇ，速...     

旋转弹体导弹(RAM)的现状及发展

反舰导弹在全世界范围内无论在质量上还是在数量都有了很大的发展,至本世纪末全世界将生产和部署1000枚反舰导弹,反舰导弹对军舰的威胁将显得越来越大,对于这情况,美海军把军舰自我防御项目作为一项优先投资项目,旋转弹体导弹(RAM)也是一项美国海军的优先项目。 RAM导弹经过一段时间的研制和发展,目前已在美国和德国全面生产并已装备     

自旋导弹弹体螺旋运动分析

对自旋导弹飞行中的弹体螺旋运动进行了分析，指出了螺旋运动产生的原因，并给出了螺旋运动的计算方法。     

飞航导弹弹体结构可靠性分析

对飞航导弹弹体结构可靠性进行了分析,介绍了弹体结构可靠性的工程计算方法,提出了改进弹体结构可靠性的技术途径.     

干涉旋转弹体去耦制导系统

本篇介绍一种信号处理装置,是用于干涉旋转导弹比例制导系统上,该信号处理装置,在接收一定量来自固定在弹体上的天线信号和来自测量导弹运动的仪表信号后去除天线测出的视在目标角速率中弹体的转动速率,以测量出导弹到目标视线的实际转动速率。     

防御导弹攻击的可能方法

防御导弹的攻击作为一个深入研究究的题目不是从海湾战争开始的，但正是海湾战争使人们清楚地认识到目前在这一领域内已达到的技术水平，德国国际防部装备技术处火箭、导弹和布撒器技术官员彼得丁、乔治就防御导弹的攻击这一日益紧迫的技术领域存在的困难和可能的解决办法提出了自己的看法。     

美国发展国家导弹防御系统浅析

综述美国国家导弹防御(NMD)系统的组成、基本配置和性能特点,简要评估NMD系统拦截试验的基本情况。     

高超声速导弹弹体的创新设计方案

概述了若干种能改进高超声速导弹气动效能（升阻比）和机动性的创新弹体方案， 其中有些构想适用于最大升阻比接近５ 的弹体设计。     

怎样控制不稳定的导弹弹体-方法和限度 续

4 全局稳定性条件 4.1 速率反馈合并低频稳定条件(12)和高频稳定条件(22),可以得到全局稳定条件: ω_(ea)>K_RM_δ>M_α/Z_α (23) 显然,下面的条件也必须得到满足: ω_(ea)>>M_α/Z_α (24) 这意味着,对不稳定弹体的操纵性的限制主要取决于驱动器的带宽,而这又受到当前的技术水平和成本的限制。以上限制条件也可以作出数量上的估计,并且用空气动力学家比较熟悉的语言来表达弹     

导弹防御试验再次上马

本文概述了美国战区防御系统的研究现状,评述了战区防御系统与国家防御系统的关系,重点了将于今年夏天在太平洋上空进行的战区防御拦截。     

新时期导弹防御系统

介绍了新时期导弹防御系统的组成及概况,对反导原理和类型进行了阐述,分析了美、俄导弹防御的基本情况,最后介绍了欧洲和中东国家的导弹防御发展现状。     

考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模

旋转导弹结构细长,具有较大弹性,结构低频振动易与刚体运动相互耦合。为更好地研究旋转导弹的动力学特性,对考虑刚体运动与弹体变形耦合效应的旋转导弹动力学建模问题展开研究。引入瞬态坐标系,在该坐标系下利用拉格朗日方程建立弹性旋转导弹的惯性耦合完整模型。该模型考虑了弹性变形对质量特性的影响,能够完整描述刚体运动和弹性变形间的耦合效应。在不同假设下,将惯性耦合完整模型简化后可得到弹性耦合简化模型和非惯性耦合模型。仿真分析结果表明：相对于其他两种简化模型,惯性耦合完整模型能够更全面地描述旋转导弹的运动,而刚体运动与弹体变形耦合效应在旋转导弹建模和分析中不可忽略,需要加以考虑;在旋转导弹运动稳定情况下,3种模型的差别主要体现在姿态运动上,而在弹性变形上的差别可以忽略。     

美国重视导弹防御试验

多年来在舰载武器系统的研制、开发和试验中已投入了数千工时,因为舰载武器是保护兵力的基础。但是从武器系统提出方案到实际部署的过程中要历经许多站点,而最具特色的莫过于位于考爱岛吠滩（又名巴尔金沙滩）上的太平洋导弹靶场,在开发海军战区弹道导弹防御系统的过程...     

美国核力量与导弹防御

本文是2000年美国《国防部给总统和国会的年度报告》的第六部分,本章专门介绍了至2000年为止的美国核力量和导弹防御情况。     

计算带发动机喷流的导弹弹体底部压力的经验公式

给出了计算带发动机喷流的导弹弹体底部压力的经验公式,这些公式在马赫数M_∞=1.5～3.5,发动机喷流马赫数M_1=2.5,喷管出口平面扩张角β_1=0～20°,喷管出口直径D_i/D=0.6时适用。这些公式还可计算大的喷管出口直径对圆柱形弹体底部的压力影响。     

计算带发动机喷流的导弹弹体底部压力的经验公式

2.3 适用于收敛尾部的计算公式 2.31 尾部收敛角β_L=4° 2.3.1.1 喷管出口平面扩张角β_I=0°下面给出收敛尾部公式与3.2节的圆柱形尾部公式对应。 M_∞=2.01,β_B=4°时的底部压力由式(4)得出: P_B/P_∞=0.243+0.1419(P_I/p_∞)~(0.60) (41) M_∞=3.27,β_E=4°时 P_B/p_∞=0.289+0.0778(P_1/P_∞)~0.60 (42)如前所述,该方程适用于长度为L_(BT)/D=1.0的锥状尾部(参见第1.1节)。 P_B/P_∞和p_I/p_∞的关系式如下: P_B/p_∞=A+B(p_I/p_∞)~0.60 (43)假设为线性关系,用式(41)和(42)中的系数可得出下式: