美成功完成地基拦截弹飞行试验

2005年末,美国防部导弹防御局(MDA)成功发射一枚实战配置型地基拦截弹,该拦截弹可保护美国免遭远程弹道导弹的攻击。导弹防御局称,试验迹象表明,火箭发动机系统以及杀伤飞行器运行良好,这次飞行试验的结果将有助于提高和改进地基中段防御系统的性能。在本次飞行试验中,拦截弹从太平洋中部马绍尔群岛的罗纳德·里根试验地发射,目标弹则是导弹防御局利用以前的试验数据模拟成从阿拉斯加的科迪亚克发射的模拟靶弹,而非实际发射的靶弹。这次试验主要是为了评估拦截器火箭发动机以及外大气层杀伤飞行器(EKV)的性能。EKV通过直接与靶弹弹间相…     

基于Creator和Vega的某防护系统可视化仿真研究

在某防护系统的研制过程中,为直观反映各优化参数对系统拦截效果产生的影响,实现了系统的可视化仿真.通过Creator建立了地形、洞库、来袭弹及防护系统等仿真模型,利用Vega作为可视化仿真平台,实现了带碰撞检测的用户自定义运动模型视点,利用粒子系统设计并实现了爆炸、尾焰、闪光、烟雾、碎片等效果.克服了因研制经费和试验场地受限而无法进行实弹拦截试验的难题,从而缩短了研制周期、节约了研制成本,对其他武器系统的可视化仿真具有一定的参考价值.     

基于视线角信息的被动跟踪问题研究与仿真

针对大气层外拦截器使用红外导引头对目标进行被动跟踪的问题,在修正球坐标系下建立了仅有视线角测量信息的非线性滤波方程组,根据轨控发动机的工作状态分阶段设计了拦截器的导引规律,兼顾制导精度与滤波系统的可观测性要求,结合无迹卡尔曼滤波算法估计精度高和易于计算的特点实现了对目标的跟踪与制导信息的估计.以动能拦截器拦截处于自由段飞行的弹道导弹弹头为背景构造了计算机仿真试验,试验结果表明算法的跟踪效果和稳定性较好,拦截精度较高.     

某型发动机燃油控制执行机构仿真与验证试验

某型飞行验证机采用巡航弹用涡喷发动机为动力,由于飞行包线大大扩展,且发动机工作状态增多,需对燃油调控系统进行仿真,研究发动机控制系统特性。基于质量连续与力平衡方程在MSC EASY5仿真平台框架下建立了燃油调节执行机构的动力学模型,进行了开环控制结构下执行机构系统稳态和动态特性仿真,并在半物理动态模拟实验台上进行了验证试验。研究结果表明,调节器执行机构系统满足发动机工况范围技术指标要求,为发动机控制系统改型研制打下了基础;采用的建模与仿真方法用于工程设计是可行的,为发动机燃油控制系统的设计与仿真研究提供了一种便捷的技术手段。     

中国的火箭发动机试验中心

在北京西南30英里处、警卫森严的中国火箭发动机试验中心,在继续改进用在中国大力神式的CZ-2/3助推器/洲际弹道式导弹上的火箭发动机的同时,正准备参与研制新的大型火箭发动机。 美国空间代表团最近参观了北京火箭发动机试验中心。具有若干个发动机试验台的     

简讯

美准备在1983年1月 试射MX导弹 几家为MX洲际弹道导弹计划研制固体火箭发动机的承包商,将在8月到10月间开始移交准备在范登堡空军基地首次试飞用的一至三级发动机。 锡奥科耳公司、航空喷气公司和赫克利斯公司分别研制MX的第一、二、三级。他们共计完成了15次固体火箭的点火试验,其中包括4次在阿诺德工程研制中心进行的模拟高度点火。     

美国“网络中心机载防御单元”系统具备反卫能力

据报道,美国正在研制的“网络中心机载防御单元”(NCADE)系统具备潜在的反卫能力。NCADE是雷声公司正在研制的一种空射型弹道导弹拦截系统。该防御单元是AI M-120“先进中程空空导弹”的改进型,主要用于拦截处于助推段、上升段的中短程弹道导弹。由于使用了新的推进系统,该型导     

液压自由活塞发动机AMESim/MATLAB仿真

介绍单活塞式液压自由活塞发动机的工作原理,分析了该类发动机的特点.利用AMESim/MATLAB联合仿真技术建立单活塞式液压自由活塞发动机模型,进行了工作过程的动态特性仿真,分析了一个周期内气缸压力、液压腔压力和单向阀与频率控制阀流量变化特性,研究了活塞动力学特性并进行了试验研究.根据对仿真与试验结果的分析,论述了该发动机有工作频率可控和运动速度不对称的特点,频率控制阀要求频响高流量大.这为所研制的液压自由活塞发动机原理样机的设计提供了理论指导.     

导引头性能对拦截战术弹道导弹制导精度的影响

针对末制段采用直接碰撞动能杀伤技术的拦截弹拦截战术弹道导弹（TBM），分析了导引头分辨率、帧频和测量噪声等主要性能参数对制导精度的影响。在拦截弹弹道修正和姿态控制规律的基础上，考虑拦截弹与TBM的初始位置偏差，弹道修正发动机推力偏差和制导控制延迟因素，完成了导引头不同性能参数条件上拦截弹拦截TBM制导精度的六自由度Monte-Carlo仿真计算，根据对仿真结果的分析，给出了直接碰撞动能杀伤方式下的制导精度与导头性能参数之间的约束关系。     

美军“末段高空区域防御”系统开始新一轮飞行试验

2005年11月,洛克希德·马丁公司在白沙导弹靶场试射1枚“末段高空区域防御”(THAAD)系统拦截导弹,标志着THAAD系统研制阶段的新一轮飞行试验启动。此次试验是THAAD Block04导弹的首次飞行试验,主要目的是对导弹发射情况进行评估,进行导弹控制演示并收集数据。试验的具体目标包括评估导弹如何飞出储箱、助推器和杀伤器的分离、杀伤器控制以及“转向与姿态控制系统”(DACS)的工作情况等。此次试验没有发射靶弹,导弹发射后飞向一个模拟的拦截点,初步数据表明所有试验目标都已实现。20世纪90年代,THAAD系统进行的11次飞行试验中有6次…     

基于直接力控制的导弹高精度末端导引方法研究

采用直接力控制的拦截导弹具有自身控制不连续、目标机动能力强、要求直接命中等特点，因此需要一种精度高、适应性强耳较睿脉冲发动机的导引律。以某型末端采用直接侧向力控制的反导导弹为背景，基于变结构控制理论设计了一种导引律，该导引律以可测量信息为基础，十分易于工程实现。最后进行了三维弹道仿真，结果表明：所设计的导引律攻击精度明显优于比例导引律，尤其是在目标机动较大情况下，保证了脱靶量在米级以内；所设计的导引律在制导初期对误差进行修正，因而末端弹道更为平直，同情况下所消耗的姿控发动机数目更少。此外，所设计的导引律基于较大交会角的拦截而非逆轨道拦截，因而发射阵地更灵活、发射准备时间更短。     

空间动能拦截末段导引法研究及其仿真

针对空间动能拦截的特点,利用了比例导引法控制视线转率的优点,兼顾考虑了控制脱靶量以提高动能拦截精度,设计了空间动能拦截末段导引法。该导引方法基于目前发动机一般工作于脉冲条件下的实际情况,能有效地控制视线转率和脱靶量,并能够保持拦截器飞行弹道的稳定性。仿真结果验证了该方法的有效性。     

拦截弹导引头测量误差对拦截效能的影响

把拦截弹导引头的测量系统作为拦截系统的一个子系统,从脱靶量及消耗能量两个方面,研究导引头测量误差在整个拦截系统中对拦截效能的影响。建立以拦截弹测量误差为激励,脱靶量及消耗能量为输出的比例导引拦截系统模型,对测量误差导致的脱靶量及消耗能量进行仿真,并通过数值统计得出拦截弹导引头测量误差与脱靶量及消耗拦截能量的量化对应关系,为拦截弹导引系统设计、导弹突防等提供技术参考。     

美国海军改进高速反辐射导弹发动机

美国海军开始为AGM - 88高速反辐射导弹研制改进型发动机 ,为了提高导弹飞行速度并增大导弹射程。美国海军近来选择大西洋研究公司 (ARC)来制造可变流 (VFDR)冲压式喷气发动机 ,供未来高速反辐射验证实验 (HSAD)。用这种发动机能使HARM射程从 12 8km提高至 16 0km ;其巡航飞行速度从 2Ma提高到 3 5Ma。美国海军计划制造三枚改进型HARM ,并在海军研究验证实验中从F/A— 18C/D上发射 2枚 ,该验证试验将于 2 0 0 5年结束 ,正式研制计划将在 2 0 0 6年启动 ,历时 3年。该计划的主要特点之一是其发动机直径为 2 5 4cm。采用整体式冲…     

美国弹道导弹防御计划进入关键时期现在重点强调系统总体性能和降低成本

在过去一年内 ,美以在弹道导弹防御 (ＢＭＤ)方面共成功地进行了 7次动能拦截试验 ,其中战区导弹防御 (ＴＭＤ)试验成功 6次。美国国家导弹防御 (ＮＭＤ)试验成功 1次。这些成功的试验表明 ,ＢＭＤ动能杀伤技术确实取得了重要进展。随着ＢＭＤ取得进展和要求部署日程的临近 ,尤其是今年美国政府对ＮＭＤ系统的部署问题要作出决定 ,美国ＢＭＤ计划下一步的工作重点将向系统总体性能 ,压缩产品成本 ,尤其是关键技术 ,如传感器、导引头的成本 ,以及强化作战管理等方面转移。目前研制的重点是优先保证即将要投入部署的项目。技术要求过高 ,风险…     

美国导弹防御系统第六次拦截试验成功

美国导弹防御局最近宣布 ,美军方已经成功地进行了地基中段防御 (ＧＭＤ)系统第六次拦截试验。据介绍 ,近日 ,美军方从加利福尼亚空军基地发射了一枚携带模拟核弹头的洲际弹道导弹。这次试验是六次拦截导弹中最为复杂的一次。除了模拟弹头外 ,来袭的洲际导弹携带了 3个气球诱饵 (2 0 0 1年 12月 3日进行的第五次试验中只使用了一个气球诱饵 ) ,以检测拦截导弹是否能分辨真伪。此次试验成功地验证了大气层外杀伤飞行器的飞行性能及使用碰撞杀伤去拦截和摧毁远程弹道导弹的能力。除了验证了ＥＫＶ定位 ,跟踪和拦截目标的能力外 ,成功地实现了…     

基于二体理论的远程拦截中制导修正

针对临近空间高超声速目标拦截弹交接班区域较高时的作战情景,参考轨道拦截理论,以高抛再入型拦截弹道为基准,将拦截弹运动视作二体运动,设计了远程拦截制导算法。首先,将复杂的运动模型进行简化,再根据受力分析将模型转换为二体轨道模型。然后,利用航迹角迭代法求解了Lambert问题,得到变轨需用速度,在轨道模型中提出通过调整速度至变轨需用速度完成拦截任务。最后,分析了拦截弹机动时推力有限带来的过渡段机动问题,提出采用速度增益制导法解决此问题。仿真结果表明,在高空域气动力微弱条件下,将拦截弹运动模型视作二体轨道模型是可行的,速度增益制导算法不仅能有效解决过渡段机动问题,而且针对预测拦截点变化的情况也具有良好的收敛性,能够完成临近空间的中制导拦截任务。     

单脉冲最省能量拦截轨道迭代算法

最优拦截轨道解算是航天器在轨拦截问题中的重要内容,是天基武器研发中需要解决的核心技术难题之一。由于轨道解算方程和拦截方程是隐式非线性方程,因此很难用解析的方法进行分析和计算。针对非固定拦截点条件下的拦截轨道优化问题,分析讨论了拦截轨道参数和拦截器变轨点特征速度随拦截时间和拦截真近点角的变化规律。在此基础上,研究了由拦截轨道的真近点角反向求解拦截初始参数问题,并设计了能量最省拦截轨道的快速迭代算法。最后通过仿真,验证了算法的可行性和快速性。     

RM5地空导弹

最近,法国宇航公司、玛特拉公司和西德MBB公司决定联合研制“罗兰特”导弹系统的全新改型,以便对付90年代新的空中威胁。 “罗兰特”地空导弹系统是60年代中期研制的,已进行了两次较大的改进。这次全面改进“罗兰特”导弹系统计划的主要内容是: 提高“罗兰特”导弹的飞行速度,使之达到5马赫,以超高速拦截目标。由此而命名为 RM5(Roland Mach 5)。     

独立决定和非二元性选择函数的Arrow不可能性定理

研究Arrow不可能性定理的弱化问题，将独立不相关条件(IIA)弱化为独立相关决定条件，证明在非二元性选择函数环境下对IIA弱化后Arrow不可能性定理仍然成立，并将它推广到选择函数不具有连通性的群格序决策问题。所得结论表明导致IIA弱化后，不可能性定理仍然成立的根本原因不是选择函数的连通性。