弹道式导弹再入飞行器

弹道式导弹再入飞行器携带核弹头。再入飞行器设计成能使导弹再入地球大气层时伴生的风和大气密度等这样一些环境因素的影响减小到最低程度,而导弹的速度与精度只稍为有所减小。假定弹道为完整的弹道式轨道,如果再入效应不考虑,则再入飞行器理论上能达到,的总精度为:圆概率误差(CEP)小于250英尺。     

通用再入飞行器

通用再入飞行器是一种无动力、可机动的一次性使用高超声速滑翔飞行器,带有精确制导的非核战斗部,主要用于远程对地攻击,可用弹道导弹发射。它能实现在一小时内从空间或经过空间向全球任何地点布撒常规武器、传感器或其它载荷。通用再入飞行器为其携带的子弹药和其它系统提供防热、防噪、防振和防冲击等环境保护,并在再入大气层     

再入飞行器再入函数及其导数与积分

从“直线弹道”的基本假设和结论出发,推导并给出了再入飞行器再入大气层过程中,诸多物理量的近似解析计算公式,揭示了各物理量之间内在的本质联系、各物理量随再入高度的基本变化规律以及它们与再入飞行器再入初始速度、初始弹道倾角、再入飞行器质阻比的关系。     

空天飞行器再入姿态控制研究

为满足空天飞行器在再入过程中各种约束条件,对其再入段的姿态控制进行研究。以HORUS-2B 飞行器 为研究对象,根据飞行器的舵面偏转特点,建立纵向非线性模型,通过对再入过程的约束条件分析,选定合适的初 始攻角,对切换控制律进行设计,通过经典控制与模糊控制相结合的方式来整定控制参数,并进行仿真验证。仿真 结果表明：控制系统能够很好地对攻角和过载进行控制,并具有很好的鲁棒性,能抑制不确定性的影响。     

再入飞行器鼻锥测量仪器

前言过去十年里,鼻锥性能测量工作经过许多阶段取得了很大进展。最初要测量端头性能是为了确定其生存的特定高度,后来测量鼻锥后退量的变化过程。现在的测量则着眼于外形变化过程。在后一种情况鼻锥的后退量变化过程和生存高度是通过计算确定的。测量仪器随着鼻锥的研制计划同时发展的。早期的鼻锥仅要求能生存到弹着点即可。而现在一个新型鼻锥     

再入飞行器测试仪表综述

本文综述了再入飞行器弹载测试仪表当前的技术水平,简要介绍了各类测试仪表,并重点叙述了目前使用的各类仪表性能以及使用中的限制(精度)。文章还给出了参考文献,以便进一步了解仪表的细节。这些测试仪表可用来测量端头力和外形,再入飞行器动态性能和与附面层有关的各种物理现象。最后本文给出了再入遥测系统典型测试仪表简图及其传输能力,并从数据传输角度作了讨论。     

再入飞行器可望用于常规武器

随着冷战的结束,美国圣地亚国家实验室透露了一种曾是高度保密的核再入飞行器技术,并准备把它变成一族新的常规高超音速武器。科学家们相信,采用核弹头弹道导弹再入飞行器专项技术的这种常规高超音速武器,如果用来攻击掩体、桥墩和加固的飞机库,将比常规炸药可能更有效。原型高超音速武器已于1992年夏在一项由国防高级研究计划局资助的计划中成功地进行了试验。从火箭橇上发射的这种武器用质量为31.2g,大小3.8cm的无炸药颗粒射弹以足够的速度轻易地穿过1.27cm厚的钢板,彻底地摧毁了它的目标。     

再入飞行器最佳外形探讨

本文介绍再入飞行器可能的最佳外形的研究情况。选择再入飞行器最佳形状的准则是:气动稳定性、端头和截锥体边界层转捩的发生和传播、非对称端头形状变化引起的配平、最小的再入散布以及助推器的尺寸和重量限制。数值计算结果表明,根据上述准则,与球形端头相比,扁圆形端头(例如平面端头或5×1椭球形端头)具有较好的潜在性能。对于后体,只考虑了双锥外形,并且经研究确定最佳的双锥外形有如下特点:θ_1≈2θ_2和R_b≈2R_i,其中θ_1,θ_2分别为前后锥的半锥角,R_i是双锥连接处的当地半径,R_b是再入飞行器的底部半径。在这些约束条件下,有可能在截锥体边界层转捩性能不降低的条件下,改善再入飞行器的气动热力学性能,例如x_(c·p),随M_∞和α的变化小;烧蚀端头对下游的影响降到最小。本文也对文中提出的再入飞行器最佳外形的缺点进行了讨论。     

再入飞行器最优减速研究

针对飞行器再入时,再入速度太高的问题,就再入飞行器的减速控制问题进行了研究,对减速的目的、意义及方法进行了探讨,并分析了攻角的变化与减速增程的关系,并在此基础上应用现代最优控制理论对平面再入减速控制进行了最优设计,提出了以再入时间为性能指标的最优控制方法,进行了数学仿真。结果表明,这种方法不仅可以达到减速的目的,而且可以增程,具有一定的实际意义。     

导弹再入飞行器的多用途防护系统

本专利介绍一种粉浆浇注的,用原子序数逐层递升的辐射吸收微粒充填孔隙的多层熔凝氧化硅防护罩(如雷达天线罩和天线窗口)。它可以抗核辐射损害,改善烧蚀性能,同时不减弱其微皮性能。     

弹道式再入飞行器的振动响应

第1节引言高弹道系数(一般用β表示,它等于飞行器的重量被阻力系数与最大横截面积的乘积除)再入飞行器再入过程中随机压力脉动引起的振动响应的预示是件艰难的任务。总的说来,工业界在这方面的工作至今主要是在理论方面,而可以用来确定这些理论方法可靠性的实验数据极为有限,因此预示的置信度不高。为此在研制高弹道系数再入飞行器用的部件时,就得采用非常保守的振动设计和试验准则。实验规范的得出,一般是把少量的飞行试验数据乘上     

弹道式再入飞行器的高性能端头

弹道式再入飞行器已使用在多个型号上,确保安全再入的问题基本上已经解决。在解决了再入生存性问题之后,对再入飞行器的研究重点已转到如何提高再入飞行器的性能上。美国从六十年代后期到八十年代初,也一直在研究和开发高性能端头,执行了诸如“高级弹道式再入系统计划”、“被动式防热端头技术计划”、“再入飞行器性能技术计划”等大型研制计划。本文对弹道式再入飞行器的高性能端头和解决的技术途径提出一些分析和看法。     

ABRES弹头(再入飞行器)再入散布研究

本文简要介绍在高级弹道再入系统(ABRES)计划期间,美国为实现小型化弹道式弹头(再入飞行器)的高命中精度而在理论方面和地面试验、飞行试验方面进行的大量研究及其结果。该项研究是在弹道系数从7324kg/m~2至19530kg/m~2、再入角从15°至40°的条件下进行的。研究确定了影响弹头散布的各种因素,这些因素起作用的高度区域,以及它们引起的命中散布的大小或量级。文中以图线形式介绍了这些研究结果,并根据从研究导出的再入误差预算给出了总的再入命中散布。     

再入飞行器高空最优制导律

研究了在降弧段进行高空机动的再入飞行器的最优制导律．采用最优控制理论推导出具有再入约束条件的高空最优制导律,给出了剩余时间的计算方法．仿真结果表明,此制导律可用于再入飞行器的高空机动飞行．     

再入飞行器精确制导技术发展分析

在分析再入飞行器各项特点的基础上,从总体技术、制导控制技术和目标探测技术三方面探讨了当前的精确制导技术,为再入飞行器精确制导技术后续发展提供参考。     

再入飞行器仿真系统设计与实现

文中根据机动再入末制导技术的特点,利用面向对象思想,设计了再入飞行器的仿真框架。在该框架中,状态变量及对应的右函数、空气动力、惯性测量系统、速率陀螺、导航方程、导引方程、执行机构等均作为独立的对象建模,坐标变换等常用算法也利用面向对象技术实现。在此基础上,利用VC＋＋6．0语言开发了再入飞行器仿真系统,可以支持再入飞行器的分析、设计、试验等不同背景下的飞行性能仿真。     

再入飞行器的滚转异常与控制

主要介绍再入飞行器防热层烧蚀诱导的滚转异常,包括端头烧蚀外形不对称和锥面防热层烧蚀引起的滚转力矩·重点介绍碳-酚醛布带缠绕的防热层滚转力矩机理的试验研究,包括在50兆瓦电弧加热器上及 RPL 火箭发动机排气上进行的地面研究结果及飞行试验结果。研究结果表明,布带缠绕螺旋形方向,布带缝合搭接方向,布带偏斜,以及烧蚀表面不对称特征是产生滚转力矩的主要机理。文中介绍了控制滚转异常的各种方法:从设计、材料、结构、生产与工艺上减小质量不对称及气动不对称,增大静裕度,选好最佳初始滚速;从防热套生产工艺上控制滚转力矩;采用主动式滚速控制系统和被动式滚速控制系统,文中对这些系统作了简要介绍。本文最后提出了几点结论性意见与看法。     

滑翔式飞行器再入弹道设计

针对滑翔式飞行器的弹道特征,提出了一种方案弹道设计方法,将整个再入弹道分为下降段、滑翔段和末制导段,通过简化的控制指令实现下降段和末制导段弹道,并通过"H-V曲线设计+弹道跟踪"的方法来实现滑翔段的弹道设计,根据侧向运动要求调整侧倾角的变号时机,迭代得到完整的再入基准轨道。最后的算例表明,该方法能快速得到一条针对某一飞行任务的再入弹道。