小型弹箭惯性矩的测定

本文叙述了三线摆的结构原理 ,介绍了此摆小角及大角摆动周期的计算方法 ,利用三线摆可以测量小型弹箭、弹头、飞机模型及其他构件的惯性矩。当R/L <1/ 30 ,φ≤ 6 0°时 ,该装置的测量准确度可优于 1%。     

战术导弹飞行数据采集存储系统

介绍了某型战术导弹飞行数据采集存储系统的研制概况 ,重点介绍了采集存储系统的工作原理 ,软、硬件应用设计构想 ,存储器保护措施和存储数据的还原办法。     

美国弹道导弹防御C2BMC系统发展综述

指挥控制、作战管理和通信（command and control,battle management and communications,c2BMC）系统是美国弹道导弹防御的核心。通过详细分析C2BMC系统的功能、目标和研制进展,找出了其薄弱环节,在此基础上提出了一些对策与思考,对弹道导弹的发展建设具有重要指导意义。     

一种新的弹道导弹弹道仿真方法

针对现有弹道导弹运动轨迹模拟中普遍存在的简化运动起始状态、模拟的弹道轨迹无法全面反映弹道导弹主动段实际运动特点的问题,提出了一种新的弹道仿真的方法.该方法采用控制力加速度转弯,利用弹道导弹仰角角速度和方位角角速度求解控制力加速度,建立了弹道导弹的动力学模型,实现了弹道导弹运动轨迹的模拟.仿真结果表明,该方法能够更加逼真地模拟弹道导弹主动段的运动轨迹,为弹道导弹的弹道特性分析和进行弹道导弹的跟踪算法研究提供数据支持.     

美国的欧洲分阶段适应性导弹防御方案发展浅析

欧洲分阶段适应性导弹防御方案是美国全球导弹防御系统的重要组成部分。介绍了美国在欧洲部署分阶段适应性导弹防御系统的建立背景,概括了其新进展,阐述了其发展面临的国际、国内和技术3方面的制约因素,最后对其发展前景作了评析。     

Observer-based Guidance Law Accounting for Second-order Dynamics of Missile Autopilots

Accounting for the missile autopilot as second-order dynamics, an observer-based guidance law is designed based on the dynamic surface control method. Some first-order low-pass filters are introduced into the design process to avoid the occurrence of high-order derivatives of the line of sight angle in the expression of guidance law such that it can be implemented in practical applications. The proposed guidance law is effective in compensating the bad influence of the autopilot lag on guidance accuracy. In the simulations of intercepting non maneuvering targets, targets with step acceleration, and targets with sinusoidal acceleration respectively, the guidance law is compared with the adaptive sliding mode guidance law in the presence of missile autopilot lag. The simulation results show that the proposed guidance law is able to guide a missile to accurately intercept a maneuvering target, even if it escapes in a great and fast maneuver and the autopilot has a relatively large lag.     

地球自转与扁率对导弹射程偏差影响研究

针对地球扁率对远程导弹射程的影响,本文以惯性空间为基准,建立弹道导弹主动段在发射惯性坐标系中的运动方程,并假设地球为均质球体,在极坐标系中建立导弹被动飞行段弹道方程,通过简化公式,对地球自转和地球扁率对导弹射程偏差的影响进行了计算,并通过多条弹道进行仿真分析,仿真结果表明,地球扁率对导弹射程偏差的影响比单独考虑地球自转时显著增加,因此,计算大射程导弹射程及预测落点偏差时,必须考虑地球自转及扁率的影响,否则误差较大。该研究对提高导弹的命中精度意义重大。     

梯度法求解弹道导弹扰动引力的并行方法研究

根据远程弹道导弹在发射过程中对外部空间扰动引力场信息的需求,运用梯度法对外部空间扰动引力进行研究,为克服远程弹道导弹扰动引力计算模型复杂、计算量大、不容易在弹上计算机上实时计算的缺点,利用3台计算机组成主从模式并行计算模型,快速解算外部空间扰动引力。实验结果表明,该并行方法可以满足弹载计算机快速计算的要求,并能达到较高的精度。     

基于响应面的变复杂度气动分析模型

结合变复杂度和响应面近似建模方法，采用CFD和工程估算气动分析方法，构建了基于响应面校准的变复杂度气动分析模型。以冲压发动机导弹为例，采用拉丁超方取样技术，选取6个CFD计算状态，建立了差值和比值校准响应面，并比较校准后的气动性能与CFD分析。结果显示，基于差值校准响应面的变复杂度方法具有较好的逼近能力和计算效率，适合于飞行器多学科设计优化过程的气动分析。     

Heat Transfer Between a Missile''''s Combustion Chamber and the Warhead

Thecombustionofpropellantacceleratesawar headduringtheprocessoflaunchingofthewarhead .Theheatcomingfromthecombustionnotonlypro pelsthewarheadbutitisalsotransferredtothechargewithinthewarhead.Tothepropellantcharge,spacebetweenthecombustionchamberandthewarheadneedstobewelldisposedininsulation ,andthedesignofheatinsulationstructureisveryim portantforsecurelaunching .Thusfarrelevantstud iesconcentratelargelyontheaspectsoftheouterspaceengine,andmostanalysesaregivenonthetem peraturedistributionofthe…