战术导弹

摘要： 通过CFD数值模拟分析某战术导弹舵面高频抖动机理。该导弹采用正常式气动布局,舵面靠近弹尾,发动机喷管位于弹体底部中央。在亚音速飞行试验中,固体发动机工作结束时,舵面出现异常高频抖动现象,机理不明。数值模拟分析结果表明:发动机工作结束时,弹体底部非定常分离流动随着发动机尾喷流减弱而增强,舵面在弹体底部非定常气动力激励下高频抖动。

摘要： 梳理了战术导弹架车的分类,介绍了战术导弹架车国内外研究现状,针对国内现有战术导弹架车研制过程中存在的问题,分析了战术导弹架车发展趋势:战术导弹架车的研究应朝着通用化、模块化、系列化的方向发展,通用、专用架车合理配置,手动、自动合理配置,手动架车必不可少,自动、半自动架车进行必要补充。最后,根据战术导弹架车需求,提出了产品化架车设计架构及设计方案,该架车集直径调节、支撑间距调节等功能为一体,只需一套产品化架车即可实现多型产品的使用,是一种低成本高效率的架车设计方案。

摘要： 回顾2021年,世界航天防务精彩纷呈,发展态势可圈可点:高超声速武器加快实战化进程、弹道导弹稳步发展、战术导弹推陈出新、无人系统重点发展协同智能。展望2022年,世界航天防务发展态势平稳,各大重点领域稳中求新,现役型号持续改进升级,新研项目不断创新发展。

摘要： 针对战术导弹型号差异大、电动舵机舱产品尺寸约束及性能要求变化大的问题,上海航天控制技术研究所通过梳理舵机舱产品生产中的共性工艺流程,开展通用化生产线的建设,并将其应用于上海航天技术研究院战术导弹舵机舱批生产中。结果表明,在电动舵机舱调试、筛选和交付测试等生产过程中,通用化生产线能够实现多型号舵机舱的共线生产。

摘要： 战术导弹控制系统测试是其研制、生产和交付使用阶段的重要环节,为了快速便捷地完成对控制系统功能性能指标测试,及时检测和隔离故障,保证导弹安全、准时发射,根据新一代导弹控制系统设计特点,重点针对导弹交付后使用阶段测试需求,提出一种分布式与集中式相结合的机内测试(BIT)方案,详细给出了单机分布式BIT和系统集中式BIT的设计方法,该方法在无外部设备辅助测试的条件下可覆盖控制系统所有硬件资源,实现控制系统工作状态和工作性能的快速评估,为导弹或运载火箭控制系统测试性设计提供参考。

摘要： 针对战术导弹雷电环境下的作战问题,对雷电直接效应和间接效应进行了分析,提出了战术导弹雷电防护方法。为对战术导弹雷电防护性能进行试验验证,对战术导弹雷电防护试验方法进行了研究。为提高雷电气象条件下战术导弹使用成功率,提出了雷电环境使用对策。研究成果能够为战术导弹雷电试验提供方法支撑,为战术导弹雷电防护设计和作战使用提供参考,具有重要的军事价值和意义。

摘要： 自二战期间诞生至今,导弹历经70多年演化发展后,已经繁衍出数十种类型、近千种型号的庞大“家族”。在现代战场上,导弹的身影堪称“无处不在”。而从最初的地面目标和海上目标,到空中和太空目标,还有弹道导弹等跨城目标,导弹的打击对象越来越多,类型也越来越复杂。

摘要： 韩国看好无人武器,2020年11月18日至20日,韩国举行两年一度的防务展(Dxkorea)。韩国国防公司展示了他们的尖端无人机和反无人机技术。导弹开发商韩华公司展示了两种防空激光式器:一种安装在轻型战术车辆上,另一种是集装箱式的,其第11批次也可以改装成自行式。这些式器有意参加韩国国防发展署(ADD)的反无人机激光武器项目,也可以用于战术导弹。

摘要： 2021年2月20日,俄主流媒体《消息报》称,2023年俄将试验“小精灵”新型高超音速战术导弹。这是继成功研制和装备3M22“锆石”和Kh-47 M2“匕首”高超音速战术导弹之后,俄研制的第三种新型高超音速战术导弹,再度引起了世界各国的关注。

摘要： 2021年1月25日,俄战术导弹武器集团公司总经理鲍里斯·奥布诺索夫称,俄塔吉克斯坦柴油机工厂股份公司研制的UET-1E出□型“鱼龙”电动自导鱼雷正式通过了国家试验。该消息不仅让苦苦等待了30年的俄海军潜艇官兵重新看到了国产电动自导鱼雷发展的希望,也让俄民众对俄海军常规潜艇部队提升作战能力寄予更高的期望。

摘要： 本文主要分析了目前靶场战术导弹试验鉴定中存在的问题,介绍了美军ADS技术以及在虚拟靶场导弹试验鉴定中的应用,研究了基于ADS的导弹试验虚拟靶场体系结构,探讨了虚拟靶场导弹试验方法,对我军在靶场导弹试验鉴定中开展内外场一体化联合试验提供技术支持.

摘要： 论述了开展小型战术导弹、火箭弹贮存寿命研究的必要性,通过研究小型战术导弹、火箭弹处于不同状态和贮存环境条件下的寿命,促进建立小型战术导弹、火箭弹贮存寿命研究体系,确立寿命研究标准.

摘要： 介绍了战术导弹结构组成及其各部分的环境适应性问题,分析了热带海洋环境气候特征,阐述了高温、高湿、高盐雾、强日照和太阳辐射对战术导弹影响,对在热带海洋气候环境下贮存的战术导弹提出了防护建议.建议采用维护和保养措施进行防护，保持导弹武器装备内外表面洁净和防护涂层完好，确保导弹武器装备结构中不残留腐蚀产物，使用维护和腐蚀修理不应引起二次腐蚀。

摘要： 针对舰载战术导弹舰上值班及贮存环境条件分析评估的难题,在综合考虑影响舰载导弹装备效能的环境因素的基础上,利用模糊综合评判理论建立各单项环境条件的模糊隶属度函数,对各单项环境条件的影响进行分析评价.进一步对各个单项环境条件的评估结果进行聚合,构建舰载导弹舰上值班及贮存环境条件分析评估模型,最终采用指数加权积法,实现对舰载导弹舰上值班及贮存环境条件的综合评价.

摘要： 设计了一种基于DSP+FPGA的小型战术导弹通用检测硬件平台,它能满足实时性高、任务量小、控制能力高的便携式检测设备的软硬件需要.论文首先深入研究了系统架构,提出了一种新型的TMS320F2812+FPGA架构,其中FPGA负责所有外设的管理,从而保证了DSP处理数据的实时性,可很快变成X微处理器+FPGA类型的板卡产品;其次,从数据采集电路、信号发生电路、IO电路、RS422电路、CAN电路以及EL屏驱动电路等方面,进行详细的硬件设计;此外,还实现了软件接口函数开发.实际应用表明了该平台的可靠性和可行性.

摘要： 美国在90年代就已开展了PHM技术在导弹中的应用研究,本文,针对PHM技术在导弹贮存与运输环境监测、挂飞状态监测、智能诊断等方面应用进行了研究,详细分析美国导弹PHM技术的应用研究案例,为中国综合保障工作中相关PHM技术发展与应用提供情报支撑.

摘要： 基于局部共振理论,研制了专用的低频谐振超声检测仪和低频宽带超声探头,分别在战术导弹固体火箭发动机装药Ⅱ界面人工脱粘试样、正式产品和钢/三元乙丙橡胶/碳模板分层试样上进行了检测实验,结果表明,脱粘(或橡胶/碳模板界面分层)与正常粘接信号差异明显,检测灵敏度优于25mm×25mm当量面积.仪器便携、实施方便,突破了国内依赖低效、成本高昂的射线切线照相或射线工业CT检测Ⅱ界面粘接质量的困境,具有较高的实用价值.

摘要： 针对不同高度来流条件下战术导弹组合式冲压发动机燃烧室的燃烧过程进行研究.采用密度基、二阶迎风差分格式、涡耗散(EDM)燃烧模型、SST k-w湍流模型及增强壁面函数法,对燃烧室内流场进行了仿真模拟,通过计算得出随着海拔高度的增加,冲压进气道进气流量降低,发动机的推力也随之下降,比冲基本维持不变;燃烧室最高温度也随着高度的增加缓慢下降,主燃区位置前移;在小火箭出口沿着x轴方向存在一系列马赫波,且随着高度的增加,马赫波的半径也在增加.

摘要： 本文研究了在较为复杂的实用环境下将MEMS-IMU应用在战术级项目,MEMS-IMU及其中的MEMS惯性传感器的输出误差的机理及相应的补偿方法.首先,介绍MEMS-IMU的工作原理,分析并测量了MEMS传感器的各项误差,包括MEMS惯性传感器的误差与集成产生的误差,评估了在实验条件下各项误差导致的导航解算误差的大小,传感器温度漂移误差与加速度灵敏度误差的抑制.

摘要： 斜置斜切喷管固体火箭发动机内流场较复杂,喷管内流动具有较强的不对称性;同时由于结构的要求,斜切喷管的扩张段较长,这些都会对发动机总体性能造成一定影响.本文通过对斜置斜切喷管固体火箭发动机三维模型进行内流场计算,研究了发动机内流场的主要特性;同时对比锥形、钟形无直段、钟形带直段三种不同喷管扩张段对喷管出口燃气参数的影响,计算结果表明,钟形带直段喷管出口总压最低,钟形无直段喷管出口总压最高.

摘要： 本发明提供一种基于主动干扰补偿的战术导弹鲁棒过载自驾仪设计方法，包括以下步骤：预设一参考模型，同时将干扰导弹飞行的外界干扰、飞行大气环境参数摄动、导弹自身结构以及安装位置偏差、导弹气动特性参数偏差以及由于自驾仪设计中对复杂动力学模型线性化所产生的截断误差和未建模动态视为一集总扰动，通过采用改进的扩张状态观测器估计这一集总扰动和指令输入所造成的参考模型与实际动力学模型的系统状态偏差，并采用状态反馈方法迫使实际动力学模型状态逼近参考模型状态以保证导弹自驾仪准确迅速跟踪指令输入。本方法考虑上述各项影响并分别对其予以消除抑制，解决了传统比例积分微分(PID)过载自驾仪鲁棒性差的难题。

摘要： 本发明提供了一种基于扰动估计和补偿的战术导弹鲁棒姿态控制方法，将作用在系统上的不确定性、扰动和模型非线性项均视为施加在输入通道的等效输入扰动，然后通过设计线性的广义扩张状态观测器对该扰动进行实时估计和补偿，使得作用在系统上的不确定性和扰动减小，进而可通过鲁棒控制方法来设计控制器满足闭环系统的跟踪性能、限制控制量和鲁棒稳定性等多种性能指标的要求。本方不需要精确的系统模型和关于扰动的先验信息，不要求系统的全状态可用，便于工程实现，具有较强的适用性。本发明应用于飞行器姿态控制领域。

摘要： 本发明提供了战术导弹分体式舵轴电缆布局连接密封结构应用技术领域一种分体式舵轴电缆布局连接密封装置，包括折叠舵舵轴和折型电缆；所述折叠舵舵轴包括连接板和连接柱，所述连接板一体设置在所述连接柱上，所述连接板和连接柱上开设有第一电缆槽；所述连接柱上套设有固定盖，所述固定盖通过固定件固定设置在所述连接柱上；所述折型电缆设置在所述连接柱与所述固定盖之间，且所述折型电缆设置在所述第一电缆槽中；所述固定盖端部连接设置密封盖，所述密封盖对应所述连接板的下端面设置。本发明解决了折叠舵舵轴电缆和舱内电缆结构布局和密封结构设计，提高了折叠舵在高空大气流的环境工况下，实现折叠舵自主展开的可靠性。

摘要： 本发明公开了一种微型战术导弹抗二级发动机推力扰动的控制方法，该方法通过抗扰制导方法计算所述微型战术导弹的第一控制舵角度、以及制导方法和姿态控制方法计算所述微型战术导弹的第二控制舵角度。本发明的控制方法不需要在微型战术导弹的硬件基础上增加额外的器件以及设备即可增加微小型战术导弹的抗二级发动机扰动的能力。

摘要： 本发明属于飞行器气动布局技术领域，公开了一种变静稳定性战术导弹气动布局及其应用。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局过改变弹翼即主升力面的轴向位置来调整战术导弹静稳定性，发展了可变静稳定性鸭式战术导弹气动布局和可变静稳定性正常式战术导弹气动布局两种应用方式。本发明的一种变静稳定性战术导弹气动布局的优点是费重小、无升力损失、控制率设计相对简单，在高机敏性战术导弹领域有着广泛的用途。

摘要： 本发明涉及一种小型战术导弹助推分离装置，属于战术导弹用助推分离领域。本发明多个锁钩和连接板及调节螺柱等配合，将舱段连接的锁钩，固定在单个爆炸螺栓上，与传统机械式锁钩结构相比，机构大幅简化，零件数量减小，质量减轻；通过大幅减小机构数量，优化舱体内空间结构，使整个舱体占用长度空间最小，对小型导弹缩短长度空间十分有利；助推分离装置整体结构可达性好，装配操作环节少，安装方便快捷；利用单个爆炸螺栓与锁钩等机构配合，实现多个舱段锁制点同时解脱；同时利用锁钩的杠杆结构减小了爆炸螺栓的受力，可以减少爆炸螺栓装药，减小分离冲击。

摘要： 本发明公开了一种海上干扰条件下战术导弹毁伤目标仿真评估方法，包括：根据海上战术导弹过程通常依次分为目标搜索跟踪阶段、导弹指挥控制阶段、导弹发射与制导飞行命中目标阶段这三个阶段，依次确定海上干扰条件对这三个阶段评估的主要影响指标，进而构建海上干扰条件下战术导弹毁伤目标评估模型，为海上干扰条件下战术导弹毁伤目标效果评估提供方法依据，有助于海上干扰条件下战术导弹分析评估。

摘要： 本发明公开了一种战术导弹纵向二次折叠翼动力学建模方法。本发明一种战术导弹纵向二次折叠翼动力学建模方法，改进的二次折叠翼结构在一冲量作用下，做旋转展开运动。利用拉格朗日方程建立了折叠翼的结构动力学模型，分析了变形过程中的运动学特性，得到折叠翼在展开运动过程中的动态方程；通过偶极子格网法计算广义非定常气动力，得到空气动力学模型；将空气动力学模型与结构模型结合起来，得到折叠翼的多体动力学方程。

摘要： 本发明涉及战术导弹故障预测技术领域，尤其涉及一种基于灰色理论的战术导弹故障预测方法。该方法包括：基于战术导弹的历史测试数据建立健康因子群；基于所述健康因子群中的健康因子的历史测试数据确定预测时隙；基于所述预测时隙对所述健康因子群中存在数据缺失的健康因子数据序列进行数据白化操作得到对应的白化值；基于所述健康因子群中的健康因子的历史测试数据和所述白化值确定以时间为参考的灰色理论预测模型；基于所述灰色理论预测模型确定所述健康因子群中各健康因子发生故障的时间。由此，可有效解决战术故障预测的难题，实现对战术导弹故障预测。

摘要： 本发明提供一种基于主动干扰补偿的战术导弹鲁棒过载自驾仪设计方法，包括以下步骤：预设一参考模型，同时将干扰导弹飞行的外界干扰、飞行大气环境参数摄动、导弹自身结构以及安装位置偏差、导弹气动特性参数偏差以及由于自驾仪设计中对复杂动力学模型线性化所产生的截断误差和未建模动态视为一集总扰动，通过采用改进的扩张状态观测器估计这一集总扰动和指令输入所造成的参考模型与实际动力学模型的系统状态偏差，并采用状态反馈方法迫使实际动力学模型状态逼近参考模型状态以保证导弹自驾仪准确迅速跟踪指令输入。本方法考虑上述各项影响并分别对其予以消除抑制，解决了传统比例积分微分(PID)过载自驾仪鲁棒性差的难题。