空空导弹

摘要： 结构热防护是高速中远距空空导弹在严酷弹道气动热条件下完成作战使命的基础,弹体防热涂层的选用直接关系到型号工程研制进展、战技指标、维修保障和战斗力的形成。结合多型号的工程实践,讨论了空空导弹特有的弹体外防热涂层选用、改进与创新,以及涂层选用主要试验、结果评估和试验数据利用等工程应用技术。

摘要： 阐述了空空导弹专业工程设计准则研究的主要内容及其必要性,回顾了设计准则的发展历程,系统描述了专业工程设计准则在型号中的应用实施途径,明确了要结合型号特点、研制周期等要素制定型号专业工程设计准则,对型号线人员开展系统培训,针对电路、结构、装配等制定专项设计准则检查表,采用设计、工艺、质量联合团队的形式开展设计准则贯彻情况检查,促进设计准则在产品设计中的贯彻落实。

摘要： 针对空空导弹“长期贮存、一次使用”的特点,贮存延寿评估对发挥其效益具有重大意义。文章结合某型空空导弹电子部组件的贮存寿命研究,介绍装备电子部组件整机贮存延寿评估的加速因子评估法和布朗漂移模型评估法。

摘要： 随着军用飞机自防护技术的快速发展,空空导弹打击空中目标的难度也在不断提高,迫切需要采用各种先进技术来提高自身的突防能力,以确保其在未来高技术空战中的命中率,隐身技术就是其中非常具有代表性的一种。本文全面分析了现代战争条件下发展隐身空空导弹的现实必要性,同时对空空导弹的各种信号特征及其缩减措施,以及国外相关领域的研究现状进行详细论述,并在此基础上提出了今后发展隐身空空导弹的初步思路。

摘要： 本文首先从编队协同作战出发,提出协同作战的关键技术“协同制导”,进而引出协同制导技术的难点“制导权交接决策”,接着针对编队协同对空作战中制导权交接决策问题,提出了制导优势的概念。通过构造编队其他友机对导弹的态势优势模型、友机机载雷达制导优势模型、友机相对目标的态势优势模型、敌方对我方的威胁度模型、空战效能指数模型,结合考虑飞行员综合能力指数,给出了作战飞机综合制导优势模型。最后对空空导弹制导交接任务进行建模,给出非线性约束方程组。

摘要： 现代隐身飞机对雷达型空空导弹构成巨大挑战,而红外成像制导技术在体制上具有良好的反隐身能力。本文介绍了国内外空空导弹红外成像制导技术研究发展现状,分析了红外成像导引头技术在未来反隐身超视距空空导弹上的应用前景,提出了一种反隐身红外成像导引头的技术方案。该导引头采用了中/长波双色成像探测技术,能够满足发射后截获条件下探测隐身目标和抗红外诱饵干扰的要求。分析研究表明红外双色成像导引头技术对于提高国内超视距空空导弹的反隐身性能具有重大意义。

摘要： 在前段时间举行的2021年英国国际防务展(DSEI-2021)上,德国迪尔系统公司推出了一款新型隐身空空导弹,引起国际媒体高度关注。导弹采用矩形弹体,超长边条翼和翼身融合技术,不仅使导弹获得更大的升力系数和更远射程,最重要的是导弹由此获得一件“隐形外衣”,降低了敌方战机导弹告警系统发现的概率,生存能力更强。那么,空空导弹隐身手段都有哪些?导弹隐身技术发展现状和未来趋势又是如何?

摘要： 弹道仿真和攻击区仿真是导弹性能设计与验证的关键手段。对这两种独立的仿真手段进行架构设计、接口匹配和系统集成,构建了空空导弹弹道-攻击区一体化仿真系统,并开展了仿真验证。结果表明,弹道-攻击区一体化仿真系统可满足攻击区计算与弹道仿真的复合仿真功能,可显著提高导弹性能设计、仿真、分析、评估的效率和质量。

摘要： 2021年7月24日,美国通用原子公司发布一张发射空空导弹的空射无人机概念图,展示了其竞标美国国防高级研究计划局(DARPA)“远射”(LongShot)项目的方案。“远射”项目旨在开发由有人机挂载和投射、携带空空导弹的空射无人机,探索可显著扩大交战范围的空战概念。该项目如取得成功并且实战化,将有可能大幅扩大空战交战范围,并改变未来空战样式。

摘要： 为探究大迎角时边条翼前缘后掠角对钝头细长旋成体导弹绕流特性的影响,开展了模型表面测压和粒子图像测速的风洞实验,研究了亚临界Reynolds数Re=150000、迎角α=50°条件下不同前缘后掠角固定边条翼的钝头细长旋成体非对称绕流特性.结果表明,在边条翼上游区,后掠角增大使边条涡涡位更靠近前体物面且对称性更好,导致前体物面的压力分布更对称,截面侧向力减小;在边条翼区,后掠角增大加强了边条涡对前体非对称涡系的诱导作用;在边条翼下游区,后掠角增大减弱了边条涡对旋成体非对称涡系的诱导作用,加剧了旋成体物面的压力分布不对称性,导致截面侧向力变大.

摘要： 通过故障树的方法分析空空导弹安全性设计,进而指导空空导弹安全性测试.采用故障树的方法以空空导弹不能发射作为顶事件,对发射前、发射后、中制导、末制导不同阶段进行分析建树,分析故障树最小割集,得到空空导弹各类故障模式.对空空导弹各类故障模式设计相应的检测手段,对空空导弹系统进行软件安全性测试,发现了系统安全性缺陷,对更改后的系统进行软件回归测试,提升了空空导弹安全性水平.

摘要： 阐述了红外制导空空导弹的发展情况,重点分析了在每个发展阶段中红外制导空空导弹的特点以及新一代红外制导空空导弹发展的技术特点.在此基础上,分析了红外制导空空导弹发展中面临的关键技术,包括红外焦平面阵列、自动目标识别技术、非制冷红外探测技术.最后,对红外制导空空导弹未来发展趋势进行了展望.

摘要： 空空导弹在日常技术保障中.经常遇到各种故障问题,场站导弹中队的基层级维修水平有限,而且导弹返厂维修周期太长,严重影响作战效率.利用虚拟仪器编程语言LabVIEW和动态网页开发语言PHP设计网络版的某型空空导弹测试软件,可以进行测试数据的远程传输和云端上传,基本实现了导弹故障的远程诊断功能.同时,软件的可靠性和扩展性较好,可以推广到其他类型的空空导弹测试软件.

摘要： 提高海战场环境下空空导弹激光引信的超低空性能,主要是增强引信抑制海杂波、提取目标信号的能力.本文提出了一种激光引信双波束探测抗海杂波干扰的技术,在分析双波束探测激光引信系统原理的基础上,对组成发射和接收光学系统的光学元件参数、信号处理系统的工作过程和预定延时算法着重进行分析,最后给出了该引信系统的抗海杂波性能.采用双波束探测的激光引信能够有效抑制海浪以及海面后向散射信号的干扰.

摘要： 准确预计空空导弹的外场贮存温度,可以为确定导弹环境适应性要求提供更加科学的依据.为此,本文提出基于热网络模型的导弹贮存温度预计方法,预计不同环境条件下导弹贮存温度与日高温极值.首先,考虑各种环境因素对导弹热环境的综合影响,建立导弹内外各节点的能量守恒方程,然后,将实测数据代入方程,利用最小二乘法拟合方程系数建立预计模型,最后,将实测结果与模型的预计结果进行对比以验证模型的准确性.结果表明,热网络模型预计的温度结果和实测结果较为吻合,95％置信度下实测数据与预计的日高温极值误差均值为0.3°C.

摘要： 主要研究了空空导弹发射装置在多组载荷作用下的严酷度排序,采用奇异函数法将发射装置所受集中力、分布力和力矩写成统一的表达式;根据发射装置的受力情况求得其支反力,并计算出现有不同型号导弹吊桂作用在发射装置导轨上作用力的分配比例关系,再根据材料力学理论求得发射装置上各点的平均应力值.采用Visual Basic编程完成栽荷筛选软件,可快速读取载荷文件并完成严酷度排序.所提出的载荷筛选方法具有一定的新颖性和实用性,实现了对多组发射装置载荷严酷度的快速排序且有较高的工程实用价值.

摘要： 在对某型空空导弹位标器的测试需求进行分析的基础上确定了位标器综合调试系统的功能.在PXI体系下搭建该系统的硬件平台;在LabWindows/CVI和Windows XP软件平台下基于分层次、模块化设计思想开发出一套位标器综合测试调试系统软件.该系统测试精度高,控制灵活,界面友好,可高效完成位标器的测试调试任务.

摘要： 设计了一种二元弹用混压式进气道,分别开展双下侧和一字型布局的进气道/弹体一体化的流场计算,得到两种方案下的进气道气动性能参数变化规律.结果表明,不同马赫数下一字型布局的流量系数比双下侧略高,总压恢复系数比双下侧低,所受阻力较双下侧小;不同飞行高度下两方案气动性能差异不大;不同马赫数下一字型较双下侧所受阻力略小;正攻角下,一字型布局的进气道性能较好.

摘要： 设计了一种二元弹用混压式进气道,分别开展双下侧和一字型布局的进气道/弹体一体化的流场计算,得到两种方案下的进气道气动性能参数变化规律.结果表明,不同马赫数下一字型布局的流量系数比双下侧略高,总压恢复系数比双下侧低,所受阻力较双下侧小;不同飞行高度下两方案气动性能差异不大;不同马赫数下一字型较双下侧所受阻力略小;正攻角下,一字型布局的进气道性能较好.

摘要： 设计了一种二元弹用混压式进气道,分别开展双下侧和一字型布局的进气道/弹体一体化的流场计算,得到两种方案下的进气道气动性能参数变化规律.结果表明,不同马赫数下一字型布局的流量系数比双下侧略高,总压恢复系数比双下侧低,所受阻力较双下侧小;不同飞行高度下两方案气动性能差异不大;不同马赫数下一字型较双下侧所受阻力略小;正攻角下,一字型布局的进气道性能较好.

摘要： 本发明涉及一种空空导弹试验导弹的主动回收控制方法，该方法是通过在导弹内部增加主动回收控制模块和内置降落伞，在试验出现故障或完成飞行试验任务后自动启动主动回收控制模块，控制导弹采用高抛弹道达到设定的减速调姿目的后，然后给出开伞控制信号，打开减速伞，完成导弹的主动回收。导弹主动回收控制技术采用以后，地面试验人员可以充分获取导弹空中飞行过程中极其宝贵的软硬件工作状态和飞行试验数据，实现对飞行试验导弹的有效利用。该项技术的采用，可以促进飞行试验过程中的故障分析和归零工作，对于加速导弹研制进度具有明显的意义。

摘要： 本发明提供了一种基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统，包括如下步骤：S1、吊挂结构有限元分析；S2、吊挂附近舱体上应力谱测量；S3、吊挂根部应力谱获取；S4、应力幅值和均值计算；S5、S‑N曲线修正；S6、吊挂疲劳寿命估算。本发明解决了导弹实际挂飞过程中的吊挂疲劳寿命估算精度差的问题，并且仅仅进行短时物理试验，大大节省了型号研制成本。

摘要： 本发明公开一种训练用空空导弹吊挂组合的加工方法，针对多吊挂的安装精度以及多吊挂组成的滑道精度要求，采用组合加工的方法解决了吊挂滑道的尺寸一致性问题，解决了训练弹空空导弹吊挂可拆卸和可更换的难题，降低了训练弹的成本。同时，设计制造吊挂组合加工芯棒，采用组合加工的方法，解决了吊挂滑道加工一致性问题，并采用模拟挂架对吊挂组合的滑道进行鉴定性检验，确保了吊挂组合装配精度满足与载机挂架的配合要求。

摘要： 本发明涉及一种空空导弹试验导弹的主动回收控制方法，该方法是通过在导弹内部增加主动回收控制模块和内置降落伞，在试验出现故障或完成飞行试验任务后自动启动主动回收控制模块，控制导弹采用高抛弹道达到设定的减速调姿目的后，然后给出开伞控制信号，打开减速伞，完成导弹的主动回收。导弹主动回收控制技术采用以后，地面试验人员可以充分获取导弹空中飞行过程中极其宝贵的软硬件工作状态和飞行试验数据，实现对飞行试验导弹的有效利用。该项技术的采用，可以促进飞行试验过程中的故障分析和归零工作，对于加速导弹研制进度具有明显的意义。

摘要： 本发明公开一种空空导弹大迎角非常规飞行控制技术，与常规大迎角下基于舵面、推力矢量和直接力控制的方法不同，本发明通过控制导弹前体分离涡的方式对高敏捷性空空导弹进行飞行控制。通过在细长体空空导弹头部附近设立激励器，利用激励器改变前体涡与导弹表面的相对位置，诱导出侧向力和偏航力矩，从而控制导弹改变飞行方向，将使导弹实现最大180度转弯。本发明设计了配有侧滑角检测的前体涡控制系统，可独立于主控制系统之外，自动消除侧滑角，当飞行需要侧滑角或需要主动提供偏航力矩时，也可通过前体涡主动提供偏航力矩，实现对高敏捷性空空导弹大迎角的非常规飞行控制。

摘要： 本发明涉及空空导弹导引头的红外雷达双模数字处理方法，在空空导弹挂飞训练弹的交联控制舱内集成模拟雷达信号发生器模块和模拟红外信号发生器模块，分别模拟半主动雷达制导训练弹导引头功能和红外被动寻的制导训练弹导引头功能；交联控制舱的主处理器接收来自载机机载红外系统、机载雷达系统捕获的目标位置坐标，速度信号，进行弹型判断，调用模拟雷达信号发生器模块或模拟红外信号发生器模块，处理产生相关指令并下达，传输给各模块部件并通过信号输出模块将信号返回给载机。通过数字方式实现红外、雷达两种空空导弹导引头功能，模拟导弹发射过程，解决现有空空导弹训练弹成本高、可靠性低、通用性差等问题。

摘要： 本发明涉及一种双隐身空空导弹，含弹体(1)。该弹体(1)含弹壳、炸药、探测装置和控制装置。该弹壳的后弹壳(2)，其内腔中贮存压缩空气(3)，其后端安装矢量喷管(4)。除采用电磁波隐身技术外，还用常温压缩空气(3)替代传统空空导弹上喷气发动机燃烧燃料产生的高温燃气，不但消除了传统空空导弹的明显红外特征，而且还省掉了传统空空导弹上的喷气发动机、燃料箱和燃料，大大降低了造价；“快”和“隐”相互配合协同，威力大增，既能高效消灭敌方飞行器，又能有效自保，一举两得；后弹壳(2)兼为压缩空气(3)的容器，减小了重量。双隐身技术虽不复杂，但最先采用便能夺得先机。

摘要： 本发明一种基于深度强化学习的空空导弹越肩发射制导律设计方法，包括步骤如下：步骤1，对越肩发射进行归一化动力学建模；对模型进行归一化使各状态量具有相近的量级，从而使神经网络的权重更新能够更加稳定；步骤2，为了适应强化学习的研究范式，需要将步骤1中的研究问题建模为马尔科夫决策过程；步骤3，搭建算法网络，设置算法参数；选用的深度学习算法为近端策略优化算法PPO，步骤4，在训练达到目标奖励值或最大步数之前，智能体将根据PPO算法不断收集状态转移数据及奖励，并不断迭代更新Actor网络和Critic网络的参数。应用本发明的技术方案，可以使导弹在复杂的气动环境中获得具有次优性和鲁棒性的攻角制导律，且考虑了导弹不同机动能力的限制，在未来空战中具有实用价值。

摘要： 本发明提供了一种空空导弹分布式协同中制导律分析方法及其导引系统，包括：中末制导交班概率计算模型构建步骤：通过分析误差源和误差传递链路，构建中末制导交班概率计算模型；多弹视场拼接方式建立步骤：建立针对虚拟导引点的多弹视场拼接方法；相对运动模型构建步骤：建立多枚空空导弹与目标的相对运动模型；时间协同中制导律构建步骤：在视线方向，利用二阶多智能体一致性理论构造时间协同中制导律；角度协同最优中制导律构建步骤：在视线法向，利用高斯伪谱法构造角度协同最优中制导律。本发明有效提高了中末制导交班概率，保证在中末交班时刻雷达导引头能够快速识别并稳定跟踪目标并验证了该方法的收敛效率。

摘要： 本实用新型提出了一种用于空空导弹的调节支架，包括底座以及支撑组件，所述支撑组件包括至少两个支座；所述底座的上表面设有滑杆组，所述滑杆组包括至少两根滑杆，支座包括连接部和夹持部，所述连接部连接滑杆组且支座沿着滑杆组方向可调节式设置；所述夹持部为弧形夹持件，所述弧形夹持件包括活动段和固定段，所述活动段转动连接固定段，所述活动段和固定段的连接处设有用于调节活动段转动角度的调节组件。本实用新型的优点是，通过夹持角度可调节的弧形夹持件以及滑动调节设置的支座进而适配不同型号的空空导弹。