欧洲战术导弹及其技术展望

到本世纪末,技术上的进展将展示出新的军事能力,这将大大影响到军事策略。战术导弹将不单单是一种普通的改进,而是一个根本的变革。用“新的一代”这一词来表达是很确切的。本文讨论了所有相互关联的技术领域:推进、结构、战斗部、敏感装置、数据处理。最后讨论了导弹的使用性能和使用范围、导弹的自主性(发射后就不管方案)、突防(包括抗干扰)等问题。探索和发展所需的费用是高昂的,只有大西洋国家合作才能拥有这样强大的防御力量。     

近年来美国导弹研制费用统计表

近年来美国导弹研制费用统计表 1970~1979财政年度年航空空间研究总费用 (百万美元)导弹研制费)lJ (百万美元)19702吸904肠379197122154501吕19722281852171978248095 1771974264005 187派975283735 1 26197630118493619773229454521 9783735454291979449705692几年来典l空军研翻导弹费用比较衰 (百万美元)19791 980*1981*;一数目一喻一…数目一丽一{一数目费用 空中发射的 巡航导弹地面发射的 巡航导弹幼畜(E/o) 民兵I/I 百舌鸟赞*日标靶机94.2225 371‘24802028_22 1 .38_4一68 .7一12.695.074.457。9.71 .197.21 30。日47.2估算值包括…     

舒勒调谐垂直指示系统

现在已经设计和制造出来了一种单轴、无陀螺的垂直指示系统,用以跟踪本地重力矢量的运动。研制的目的是要验证一下把这一系统用于造价低、可靠性高、中等精度的导航仪中去的可能性。这个系统有感应10~(-4)g 这样小的加速度能力。它仅用了一个复摆和动片作为它的敏感元件,它用石英纤维悬挂,一般使摆迥转的输入线性加速度是由动片来感受的。为了得到摆的垂直参考座标,比例信号反馈到一个转矩系统。同时给出了正比于切向加速度的输出信号。本文要讨论空军科学研究局研究计划中这个系统的设计、发展及其性能。     

超音速导弹靜电滚动敏感元件

陀螺是一个惯性敏感元件,用它来感受导弹飞行姿态的误差信号,通过放大回路来启动、操纵执行元件,达到使导弹稳定飞行的目的。但是,陀螺有许多缺陷:高昂的造价会防碍整个研制计划的完成;对材     

VYRO固态角速率敏感元件

在大多数飞机和导弹自动飞行控制系统的内稳定回路中都使用角速率敏感元件。一般情况下,用自旋转子速率陀螺来完成这种功能。通常,这些包含许多精密部件的电子—机械组合对飞行控制系统的寿命和可靠性有很大的影响。已经研究出了一种不包括任何旋转部件的固态角速率敏感元件,现已批生产用于A-10飞机上了。现在,还不知道这种叫做“Vyro”的固态角速率敏感元件有无寿命的极限。它有137,000小时MTBF(平均无故障间隔时间)的可靠性,与一般的速率陀螺相比,它差不多要高一个数量级。     

前控制十字翼导弹冲压空气扰流器滚动稳定装置

一、前言滚动角是决定导弹飞行姿态的重要参量之一。滚动的稳定问题,一般包含两个方面的内容:一是尽量消除和减小可能出现的诱导滚动力矩,二是一旦诱导力矩出现,就需要有一种高效能的系统及时地对它加以控制。一般说来,与俯仰力矩、偏航力矩相比,滚动力矩在数值上要小得多。但是,正确、及时地对出现的滚动误差信号作出回答仍然是相当困难的。在     

高机动导弹的倾斜转弯控制

对战术导弹在飞行中极端灵活的要求在进一步的增加着,以便在发射之后就能够大范围地快速改变航向。这样的灵活性要求的飞行攻角超出了一般用舵面对导弹进行气动控制的能力。原因是气流的非对称性造成了很大的滚动力矩以及偏航一俯仰一滚动通道的交叉耦合。“倾斜动弯”控制能使导弹在一个最优的飞行方向上飞行。在这个方向,导弹有最大的升力系数和舵面控制效率,并且,因导弹无侧滑而把气流的不对称性限制到最小。由于在快速改变航向时需要有很高的滚转速率,因比,控制通道间的耦合成了重要的稳定因素。本文要介绍一个典型的采用气动控制的导弹控制轴去耦技术和各耦合项对稳定性的影响。     

新型角加速度表

在过去,一般的角加速度表都有压电式传感器或陀螺元件。这种角加速度表有很严重的缺点,主要是陀螺元件极其复杂,另外,这种压电式传感器的耦合因子低,频率灵敏度也很低。因此,这个系统很浪费时间,不但生产成本高,而且维修也要付出高昂的代价。近来,国外进行了新的、更特殊的角加速度表的研究。这种加速     

垂直发射导弹无滚动控制的惯性制导系统

导弹发射前,当给出了一组目标位置坐标数据后,电子制导系统就计算导弹飞行在惯性固定坐标系中的位置和速度。惯性坐标系中的所有变量都是以目标为原点的三轴正交坐标系来定义的。这个无主动滚动控制的制导系统的作用是通过把导弹的速度向量一直对准目标位置来实现的。     

空中发射的小体积冲压发动机(ALVRJ)飞行器的空气动力特性与飞行特性

为了研究与试验整体式液体燃料冲压发动机技术,根据一项连续的海军/沃特ALVRJ/STM试验计划进行了六次十分成功的飞行试验(实际进行了五次一译者注)。本文将要讨论ALRVJ飞行器外形结构、研制、试验与五次飞行试验的情况。试验飞行器在飞行中四个进气道和尾翼的方位呈×形,飞行器采用外侧滑一转弯控制。在风洞试验中,用一个比例为1:3的风洞试验模型研究了它的气动特性。试验内容包括亚音速/跨音速/超音速和高试验雷诺数。进气道明显地影响着它的空气动力特性。为了对飞行特性和飞行弹道进行良好的予测,在飞行试验前,按详细的予测程序对其气动外形、推进系统、自动驾驶仪和控制特性进行了模拟试验。