导弹

摘要： 20世纪50年代后期,英美两国政府都致力于恢复和加强因苏伊士运河危机而恶化的两国关系,并将核合作作为一项重要内容。在这一背景下,美国决定向英国提供“闪电”导弹。随着美国对欧政策的变化,加上“闪电”导弹研制费用的不断增加,肯尼迪政府决定取消研制计划,由此引发英国政府的强烈不满,使英美关系一度出现紧张。双方经过多次磋商,美国决定以性能更为先进的“北极星”导弹来取代“闪电”导弹。作为当代英美关系史上的一个插曲,这一事件深刻揭示出双方关系的复杂性。

摘要： 为提高管理水平,采用层次分析法(analytic hierarchy process,AHP)进行导弹测试库房管理质量评估。建立递阶层次结构,在分析导弹测试库房管理质量影响因素的基础上进行评估,得出影响测试库房管理质量的关键因素。实例分析结果表明:该方法充分提高了评价结果的准确性,可为导弹测试库房质量管理工作提供参考。

摘要： 针对具有快时变性、不确定性、强非线性和系统初始状态远离平衡点等特点的敏捷导弹的直接力/气动力复合控制律设计问题,提出了一种新型非奇异终端滑模控制方法。为缩短到达平衡态的时间,设计了一种组合非奇异终端滑模面,提高了系统状态在滑模面上的收敛速度,设计了改进的变系数双幂次趋近律,提高了系统状态到达滑模面的速度,并利用扩张状态观测器实时估计系统内外扰动,消除了观测误差对系统造成的干扰,抑制了抖振。最后,证明了所提方法的有限时间收敛特性,通过仿真对比校验了所提方法的有效性。

摘要： 新型激光信息场检测系统用于激光信息场状态检查与评估。装备制导系统发出激光信息场后,信息场检测系统接收激光信号,通过APD激光探测器,将微弱激光信号转换成电信号,由信号放大电路对电信号进行放大整形,根据不同频率信号的占比,解算出相应的指令值,经过内部处理后通过无线模块输出给平板终端显示。通过信息场指令值和辐照度检测,实现信息场参数的检测。该系统是由FPGA作为数据处理核心,简化了电路设计,提高了检测精度,能够在复杂条件下对多种装备的信息场的参数检测与性能评估,具有携行方便、检测精度高等特点,从而为试验研究激光驾束制导武器系统的光信息场的各种特性、接收系统的特性以及制导系统的偏航和俯仰控制精度等参数的测试提供了一个有效的方案。

摘要： 安控系统对于反舰导弹飞行试验安全有着十分重要的作用,其效能直接关系到能否及时对飞行异常的导弹实施自毁。针对鲜有研究的反舰导弹安控系统效能评估问题,基于ADC法建立了反舰导弹高空巡航段安控系统效能评估模型。详细梳理了安控系统的有效状态;对安控系统可用性、可信性、固有能力分别进行了分析;通过算例计算得到反舰导弹高空巡航段安控系统的效能评估结果。所采用方法和所得评估结果对于制定反舰导弹飞行试验安控方案具有指导意义。

摘要： 针对空空导弹协同攻击高速机动目标问题,提出一种带有攻击时间一致的多弹协同制导律。首先,在纵向平面内建立各导弹与目标交战几何模型,分析视线径向、法向制导律和速度法向加速度之间关系。然后,设计固定时间协同控制律,并利用自适应律和积分滑模算法在视线方向动力学方程基础上建立攻击时间约束的鲁棒协同制导律,保证多枚导弹同时击中机动目标。通过数值仿真可得,协同时间与脱靶量差异分别为0.001 s和0.01 m,最终结果验证了固定时间协同制导律的有效性与合理性。

摘要： 利用激光探测装置可以实现导弹落点对海面和舰船舰面的识别定高起爆,通过毁伤覆盖面积评估和破片着靶数统计评估,并考虑导弹落点精度,对采用识别定高技术的某型杀爆战斗部对舰船目标的毁伤效能进行了分析研究。分析结果表明:采用识别定高技术能够有效提升杀爆战斗部对舰船目标的毁伤覆盖面积和着靶数,提升效果随着导弹精度误差的增大而提高,在一定程度上可以弥补导弹精度误差造成的毁伤效能降低。

摘要： 基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究,重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究。数值仿真结果表明,颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果,具有较高的进气道性能。两侧进气布局无法有效利用前体的预压缩效果,较难构造高性能的内部流场,但能够利用进气道产生升力,使全弹具有较好的气动特性。此外,两侧进气布局具有更小的攻角敏感性,在攻角变化过程中,整体性能变化较小。因此,颌下进气布局适用于单点巡航的导弹设计,两侧进气布局适用于攻角变化范围要求高的导弹设计。

摘要： 针对弹体外表面平方米级区域的高峰值、短脉宽压力加载难题,依据一维可压缩流设计了高压腔、膜片腔、试验腔的气腔加载系统,附加了与试验件随形、扩展加压面积、均化压力分布的水腔,实现了平方米级区域1 MPa峰值、10 ms上升沿的脉冲压力加载要求,建立了弹性水腔的两自由度压力分析模型,获得了水腔系统的动特性参数,计算拟合曲线与试验曲线有良好的一致性。

摘要： 针对攻击高速目标的多弹协同制导律设计问题,提出一种基于脉冲发动机工作特性的多弹协同制导律设计方法。首先,求解视线系下的弹-目相对运动方程;其次,在视线方向上采用有限时间一致性理论进行协同制导律设计,视线法向采用滑模变结构控制理论进行视线角度约束制导律设计;然后,对于视线方向上过载指令,考虑脉冲发动机工作特性,将视线系下的连续制导指令转换为离散制导指令,进而实现多弹协同制导;最后,通过数值仿真验证了所设计协同制导律的可行性和有效性。

摘要： 本文针对导弹故障分析需求,分析了导弹测试关键参数的变化情况,介绍了ARIMA故障预测模型的基本原理和建模步骤,结合导弹测试参数进行了实例分析,可为未来一段时间内是否故障提供参考,实现对导弹的预防性维修.

摘要： 针对半实物仿真系统中导弹姿态运动的模拟算法进行了研究.首先,理论分析了利用三轴转台进行姿态模拟时产生运动学奇异性问题的原因,并对奇异性问题进行了仿真研究;其次,理论分析了尽量远离运动奇异点的转台应用方法,并建立了算法择优判据.

摘要： 目的：研究导弹加速贮存寿命试验中的参数估计问题.方法：拟在小子样的情况下,设计一系列反复连续的导弹加速贮存仿真试验,将前一试验的结果作为之后试验的先验分布,基于Bayes方法建立导弹加速贮存寿命模型,给出了贮存寿命参数估计算法,探讨导弹贮存可靠性评估方法.结果：算例给出贮存寿命参数的极大似然估计,利用RBA方法对参数估计值进行降偏修正,得出参数的修正似然估计值,结果证明导弹贮存可靠度得到提升.本文给出的参数估计在均方误差意义下优于传统的极大似然估计和无偏估计.结论：序列试验Bayes算法易行、精度高,可有效对导弹贮存可靠性进行评估.

摘要： 研究长储高价值弹药、导弹可靠性试验样本容量的确定方法.针对高价值弹药导弹,定义了其可靠性评估精度,在其寿命服从威布尔分布时研究了"样本容量、贮存时间、可靠性评估精度"之间的内在关系,并给出了揭示三者关系的数学公式,解决了"单发价值高、可供试验研究的样本小、贮存年限(生产年份)不一"的高价值弹药导弹的可靠性试验最小样本容量问题.

摘要： 为提高导弹的作战效能，冲压发动机在马赫数、高度及工作时间方面均有大幅提高。本文针对一种冲压发动机纵向波纹火焰筒,开展了冷却性能及结构刚度研究、工艺试制研究.应用数值模拟方法,研究了前端缝隙冷却、波纹高度等对波纹筒冷却性能影响,研究了波纹高度对结构刚度影响;进行了产品不同加工工艺方法分析研究.模拟计算研究结果表明,波纹火焰筒前端采用缝隙冷却,可有效降低火焰筒前端温度;合理调整波纹的高度可获得冷却效果更好、刚度和燃烧效率更高的结构形式.通过对旋压、粘性介质成形和超塑性成形不同工艺方案的对比,给出了三种加工方法的优缺点.地面全尺寸试验研究充分验证了该结构具有良好的综合性能.

摘要： 针对火箭、导弹分离连接结构发射过程中受复杂冲击载荷失效问题,运用非线性有限元软件ABAQUS建立分离连接结构简化有限元模型.基于含螺栓预紧力的连接结构,模拟了多组轴向拉伸,横向剪切以及倾覆力矩联合冲击下;不同脉宽、峰值载荷作用下结构的失效过程.得到连接结构在复杂载荷作用下承载能力变化规律,结构对冲击载荷峰值敏感等规律.

摘要： 本文以导弹全动舵面为模型进行了动响应实验,实验时在系统中加入毛毡摩擦,对结构施加单频激励,然后采集结构动响应.对采集到的动响应进行傅里叶变换,结果表明,其频率成分中除了单频激励的成分外,还包括由摩擦引起的奇数倍频的成分.为了探究毛毡摩擦的类型,本文把实验模型简化为有限元模型,并加入库伦摩擦,对其进行非线性瞬态分析,计算出的频域动响应规律与实验类似,因此可以说明毛毡的摩擦类型接近于库伦摩擦.

摘要： 本文以液体冲压发动机为研究对象,对发动机零部件进行建模,主要包括进气道基本性能拟合模型、燃烧室热力计算模型和喷管性能模型.结合零部件模型建立了发动机的性能计算模型,通过仿真分析了飞行马赫数、飞行高度对发动机比冲的影响规律,并分析了不同的高低弹道对射程的影响.研究结果表明:飞行高度一定时,发动机的比冲会随着飞行马赫数的增加呈现先增加后降低的变化趋势;飞行马赫数一定时,发动机的比冲会随着飞行高度的增加而不断增加;高低组合式弹道相对低弹道飞行时的航程更大.

摘要： 本文以液体冲压发动机为研究对象,对发动机零部件进行建模,主要包括进气道基本性能拟合模型、燃烧室热力计算模型和喷管性能模型.结合零部件模型建立了发动机的性能计算模型,通过仿真分析了飞行马赫数、飞行高度对发动机比冲的影响规律,并分析了不同的高低弹道对射程的影响.研究结果表明:飞行高度一定时,发动机的比冲会随着飞行马赫数的增加呈现先增加后降低的变化趋势;飞行马赫数一定时,发动机的比冲会随着飞行高度的增加而不断增加;高低组合式弹道相对低弹道飞行时的航程更大.

摘要： 本文以液体冲压发动机为研究对象,对发动机零部件进行建模,主要包括进气道基本性能拟合模型、燃烧室热力计算模型和喷管性能模型.结合零部件模型建立了发动机的性能计算模型,通过仿真分析了飞行马赫数、飞行高度对发动机比冲的影响规律,并分析了不同的高低弹道对射程的影响.研究结果表明:飞行高度一定时,发动机的比冲会随着飞行马赫数的增加呈现先增加后降低的变化趋势;飞行马赫数一定时,发动机的比冲会随着飞行高度的增加而不断增加;高低组合式弹道相对低弹道飞行时的航程更大.

摘要： 本发明公开了一种用于多导弹同时攻击机动目标的导弹制导律，目的是为多导弹攻击机动目标时向导弹提供一种稳定时间不依赖于系统初始条件的制导律。为了实现系统快速反应和鲁棒性设计了固定时间收敛的非奇异快速终端滑模面，该滑模面具有传统终端滑模快速收敛的特点外还具有非奇异性。依据所设计的滑模面构建了沿着和垂直于弹目视线方向固定时间收敛的制导律，两个制导律设计参数相互独立，可根据系统性能要求各自匹配参数，并且制导律中引入饱和函数避免系统抖震，该制导律结构简单，易于实现。

摘要： 本申请提供一种用于导弹包装箱的导弹适配器的检测系统及其方法，包括信息采集模块、判断模块和测试数据库；所述测试数据库包括类别模块、测试场景模块和阈值模块；所述类别模块包括有导弹适配器的类别、对应类别的导弹适配器的测试区域以及所述测试区域对应的权重；所述测试场景模块包括预设的测试场景；所述阈值模块包括各测试区域的形变最大标准值、区域异常分数阈值和分布率阈值；所述信息采集模块用于收集检测样本的测试区域在测试场景下产生的形变量；所述判断模块用于根据测试区域判断检测区域是否形变正常。本申请提高了检测效率。

摘要： 一种模拟导弹发射的车载渐进式闪光信号导弹的导弹造型灯具，包括主体导弹一号发光罩、副液压推拉杆、信号灯二号发光罩、动力电源系统、导弹首部三号发光罩、导弹承托架卡固件、导弹承托架、点火器、动力推拉伸缩构件、撑座、驾控室、前主轮、主控室、导弹承重架、斜撑架、主液压推拉杆、杠杆支撑斜架、转向承重基盘、车桥、后轮、副轮、内置渐进式发光灯珠电路板，本发明灯具造型新颖，融照明、装饰艺术，军事科普功能于一体，具有操作平稳、可靠、安全、节能、环保等优点，同时作为一种青少年开发智力的模拟导弹发射的车载渐进式闪光信号导弹的导弹造型灯具，其具有军事模型和趣味科普灯具的双重功能，是一种军旅文化特色的灯具礼品。

摘要： 本发明提供了一种导弹折叠舵中的可变形顶杆、折叠舵面结构及导弹，导弹折叠舵中的可变形顶杆，包括底座、第一支撑杆以及第二支撑杆；第一支撑杆与第二支撑杆对称安装在底座上表面；可变形顶杆具有初始状态与形变状态；当处于初始状态时，第一支撑杆与水平面的夹角呈第一角度θ，第一支撑杆与水平面呈第二角度δ；当处于形变状态时，第一支撑杆与第二支撑杆分别向外侧弯曲。本发明在外舵受到火工驱动装置拉动展开时，第一支撑杆与第二支撑杆会产生大塑性变形，保证外舵能够展开到位。本发明在外舵面受到飞行载荷工况条件下，可变形顶杆仅仅做小弹性变形，能够承受外舵面的全部气动扭矩载荷，保证了外舵不会因为飞行时的气动载荷误展开。

摘要： 本申请提供一种用于导弹包装箱的导弹适配器的检测系统及其方法，包括信息采集模块、判断模块和测试数据库；所述测试数据库包括类别模块、测试场景模块和阈值模块；所述类别模块包括有导弹适配器的类别、对应类别的导弹适配器的测试区域以及所述测试区域对应的权重；所述测试场景模块包括预设的测试场景；所述阈值模块包括各测试区域的形变最大标准值、区域异常分数阈值和分布率阈值；所述信息采集模块用于收集检测样本的测试区域在测试场景下产生的形变量；所述判断模块用于根据测试区域判断检测区域是否形变正常。本申请提高了检测效率。

摘要： 本发明提供了一种用于武器系统导弹发射车的导弹负载模拟装置和方法，包括：导弹负载模拟装置主机、单通道模块和三通道模块；所述导弹负载模拟装置主机模拟导弹的电气特性，配合武器系统火力控制系统、导弹发射车发射控制系统完成发射流程，并返回相应信号；所述单通道模块模拟单枚导弹的供电额定负载和点火负载；所述三通道模块模拟三枚导弹的供电额定负载和点火负载，通过CAN通信将数据传输到导弹负载模拟装置主机进行数据显示、保存、回放。本发明实现了对武器系统导弹发射车不同负载能力下供电性能的监测、分析、存储和回放，具备较高的准确率，保证供电模块在带载情况下的供电质量。

摘要： 本发明涉及一种机电保险器，包括固弹器、触发模块和开关模块，固弹器包括限定有销体活动通道的固弹器外壳以及活动设置于销体活动通道中并且底端适于插入至弹体的锁块内的闭锁销，触发模块包括触发外壳和通过约束结构安设在触发外壳内并且位于闭锁销活动路径上的触发拨杆；开关模块包括微动开关和执行件；闭锁销能活动至使触发拨杆被触发，触发拨杆突破约束结构的约束并使执行件执行导通微动开关的操作。另外还涉及设有该机电保险器的导弹发射装置以及一种导弹发射控制方法。本发明能实现导弹点火线路的短路、断路保护以及闭锁销作动后的点火线路接通并且向导弹提供状态反馈信号；设备集成度高，能显著减小空间尺寸及重量，利于在导弹上应用。

摘要： 本发明涉及一种折叠翼导弹弹体维形装置及导弹弹体。包括底座、扭簧、转轴和盖板，底座上平行间隔设置有若干支耳，若干支耳同轴设置有通孔，盖板固定设置有若干安装支耳，安装支耳设置可供所述转轴穿过的贯穿孔，扭簧套装在转轴上，扭簧在压缩状态下，扭簧的第一活动端与底座相抵接，第二活动端与盖板的安装支耳相抵接，盖板可在扭簧的作用力下绕转轴转动。其有益效果为：通过盖板对翼片槽缝隙的填补，以最简单的结构、最易行的方式保证了导弹弹体在飞行状态结构的完整性；在非工作状态，维形装置处于弹体内，不影响导弹翼片的折叠，工作状态，导弹飞行过程中自动填补翼片槽缝隙，既保证了发射筒或者发射箱整体尺寸的紧凑性。

摘要： 本实用新型提供了一种适用于导弹包装箱内的导弹固定支架，包括：底板，底板的各顶角均设有紧固孔，外腔体的侧壁靠近底板的一端设有低口槽，外腔体的侧壁远离底板的一端以外腔体的轴线对称设有高口槽，内盒体滑动安装在外腔体的内壁上，内盒体的侧壁上以内盒体的轴线对称设置有手持杆，手持杆的一端固定安装在内盒体的侧壁上，手持杆的另一端穿过对应的高口槽，具有方便导弹取用、提高导弹装载效率的效果。

摘要： 本实用新型涉及导弹锁定及解锁技术领域，公开了一种导弹锁定解锁装置及导弹发射箱，该装置包括连接单元、传力单元、开口腔体、密封单元、支撑座、安装座、安装底板和燃气发生器，连接单元与导弹连接，安装底板设置在发射箱上，开口腔体的底部开口侧壁设置在安装座底部的凸台上，支撑座设置在安装座上以对开口腔体进行垂向限位且支撑座与安装底板连接，传力单元一端置于开口腔体内并与开口腔体紧密配合，另一端向上依次穿过开口腔体和支撑座与连接单元连接，密封单元与开口腔体配合以对开口腔体进行密封形成密封腔体，燃气发生器设置在密封腔体内，在燃气发生器点燃的情况下，传力单元在燃气压力作用下运动以与连接单元分离，实现对导弹的解锁。