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实现高超声速跳跃式弹道关键问题的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为提高高超声速导弹的突防能力,使常规布局空中发射的高超声速巡航弹能采用跳跃式弹道突防,采用了在导弹再入段附加相应的正攻角产生气动升力的方法,找出了实现弹道起跳的关键参数,讨论了这些参数对弹道性能的影响.通过弹道仿真,针对初始质量为800 kg的空射导弹,实现了射程大于500 km,最大法向过载不超过10g,最大动压不超过1.5 MPa的跳跃式机动弹道.仿真结果表明,该文的飞行程序易于实现,只要关键参数在合理范围内,空射高超声速巡航弹就可在再入阶段实现跳跃机动. 相似文献
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对一般空舰导弹的纵向下滑弹道进行了设计研究,提出用样条函数作为导弹的纵向下滑基准弹道。实例计算结果表明,设计的下滑基准弹道可以满足载机不同发射速度、不同发射高度条件下弹道的技术要求。提供的方法可供弹道的计算机辅助设计参考。 相似文献
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为解决助推-滑翔导弹的弹道设计与性能分析问题,提出了一种分段优化的全弹道设计方法.利用工程估算方法估算导弹的助推器参数,建立了弹道优化模型,将全弹道分为主动段和滑翔弹头飞行段,分段进行弹道优化.采用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,采用序列二次规划(SQP)等数值方法进行求解.仿真结果表明,Gauss伪谱法处理此类多阶段多约束的弹道优化问题效果较好,最优弹道起伏较小,控制量变化平滑,各项约束都得到满足.利用弹道优化分析了起飞质量、主动段终端倾角对导弹射程的影响,并与弹道导弹进行了比较,结果表明,助推-滑翔导弹在增程方面具有较大优势. 相似文献
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为了研究助推滑翔导弹针对地面固定目标的快速打击方法,通过受力分析,提出一种新的弹道下压段俯冲弹道模型。采用翻身下压的飞行方式,使导弹主升力面朝下,弹道下压过程中以正攻角下压为主,延后并缩短了负攻角的使用时间,获得了更快的弹道下压速率。以美国CAV-H为研究对象,利用高斯伪谱法进行弹道仿真计算,并与传统弹道下压方式进行对比。结果表明,与传统弹道下压方式相比,翻身下压具有更高的弹道下压效率及在高速飞行的高热流区保持正攻角飞行的特点。对于采用腹部防热设计的助推滑翔导弹,在实现弹道快速下压的前提下,有效杜绝了热流向背部蔓延,提高了俯冲攻击过程中导弹的安全性。 相似文献
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导弹末敏弹是一种新型敏感器引爆子母弹药.根据导弹末敏弹的工作过程,将外弹道模型分为两个阶段来研究,即导弹抛撒阶段模型和末敏子弹飞行阶段外弹道模型.建立了导弹末敏弹的外弹道随机模型,并在此基础上运用蒙特卡洛方法基于MATLAB计算了导弹末敏弹在地面投影的随机落点,可以为导弹末敏弹的毁伤概率计算和效能分析提供帮助,从而指导导弹末敏弹系统总体结构设计. 相似文献
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本文以一个两级液体推进剂导弹为例,介绍了导弹主要结构偏差特性的分析计算方法。这一方法可使导弹系统设计更趋合理,并可推广到其它类型导弹、运载火箭的系统设计中。 相似文献
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对弹道导弹主动段进行跟踪是弹道导弹主动段防御中极其重要的任务,它是制导拦截的基础。针对传统方法在弹道导弹主动段跟踪能力不足,建立了弹道导弹主动段样条滤波算法。该滤波算法首先用样条函数建立了主动段运动模型,其次在此基础上将运动状态进行了解耦,建立了状态方程,最后基于解耦模型,应用Kalman滤波进行了状态估计,并且在估计中设计了模型更新方法,使算法具有很好的机动跟踪性能。仿真实验证明,该跟踪算法估计精度高于其它算法。 相似文献
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通过理论分析与计算,研究了具有双室三推力发动机的小型战术导弹在导弹方案设计阶段的初始质量计算方法。在分析影响导弹初始质量的各因素基础上,建立了计算导弹总体质量参数的解析数学模型和迭代计算模型,并通过实际算例进行了验证。计算机计算结果表明,所建立的导弹初始质量计算模型的精度较高,适用范围广,对小型战术导弹方案论证和初步设计均有参考价值。 相似文献
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针对舰空导弹在作战任务和战斗中的使用特点,利用仿真试验设计的方法,研究舰空导弹武器系统及分系统可靠性维修性对导弹武器系统作战效能的影响。建立舰空导弹武器系统的可靠性模型、维修性模型和使用模型。设置不同的战术应用背景,提出舰空导弹武器系统可靠性维修对作战效能影响的指标,在设定的3种典型作战模式下对作战效能影响进行试验设计和仿真研究。仿真结果表明:该方法能取到试验范围全面、效果稳定、可多次重复调整和成本低的试验成果,找到对系统效能影响最大的各因素增长及变动区间。 相似文献