第七章 再入系统

再入系统配置在导弹的最前端,由整流罩、释放舱和子弹头三部分组成。再入系统全长4426毫米,底部直径2337毫米,重2250千克(不包括整流罩的重量)。最初由通用电气公司和阿芙柯公司竞争再入系统的研制抓总工作。空军经过比较与分析,最后选定阿芙柯公司的系统分公司作为再入系统的主承包商,由该分公司负责再入系统的设计、制造,总装与试验。

再入系统激光陀螺IMU的安装方式比较

为获得激光陀螺在未来系统要求的精度、尺寸和环境等条件下运用,霍尼韦尔公司已做过验证试验。本文重点论述再入系统的一些技术问题,因为再入系统是目前急需的一项运用工程。全文介绍四个基本内容:飞行器中惯性测量装置(IMU)的定向,装置的轻小型化,激光陀螺的选择,以及IMU和处理器可能的组合方式。IMU定向是经过分析各种安装方案及其误差特性后选取的安装方式。激光陀螺的选择是在研究不同陀螺性能、尺寸和重量等所能达到系统精度的基础上进行的.IMU和处理器的组合方式是通过分析整个制导和控制系统的处理数据需要(飞行器中的处理存储单元)来确定的。系统方案研究结果表明,为满足性能、尺寸要求,需要一种新尺寸激光陀螺,用这种陀螺(GG1320)构成的新型再入制导和控制系统方能满足当前和未来再入系统的要求。

多径干扰对再入遥测系统性能的影响分析

多径干扰在频域表现为在PCM/FM的频谱中产生凹陷。我们通过用一直射路径和一延时小于一个比特间隔的镜面反射路径来模拟再入遥测多径信道,并结合一延时解调器,得到了系统的性能方程式,它是多径信道参数r、θ和τ的函数。然后就有和无预检波滤波器分别分析了多径干扰对系统性能的影响。通过分析得出,系统的比特错误概率都强烈依赖于凹口的位置,而在无预检波滤波器时,系统的平均比特错误概率与凹口的宽度(时延τ)无关,主要由凹口的深度(反射系数r)确定,此时由于多径干扰引起系统性能损失的上界为1/(1-r)2,它高出实际系统性能的损失值不到1dB。在有预检波滤波器的情况下,系统的平均比特错误概率与凹口的宽度、凹口的深度和滤波器的带宽都有关。当τ/Tb=0.15时系统性能最差,而滤波器的带宽B越窄,码间干扰越严重,在τ/Tb=0.15且BTb=1时,得到了系统性能损失的上界为:1/(1-r)2r,它超过系统性能的实际损失同样小于1dB。

一种新的升力式再入投送系统轨道部署方法

针对天基再入投送系统与传统星座轨道部署问题的不同,建立了用于轨道部署覆盖性能仿真的星下点轨迹、覆盖条带计算模型和覆盖判别条件模型;针对传统部署方法的不均匀性,提出了一种新的升力式再入飞行器全球部署方法。该方法采用双倾角条带覆盖方式克服了传统部署方法的固有缺陷,既实现了全球覆盖又提高了重点区域的覆盖重数。仿真结果表明该部署方法的覆盖性能相对传统方法有明显提高,在满足全球100%覆盖的同时又对重点区域的覆盖重数提高了约20%,覆盖性能优异。

空间再入充气系统的大攻角气动及结构仿真研究

为描述空间再入充气系统在大攻角状态下的气动力与结构特性,利用CFD模型研究了不同攻角下的流场分布及气动力系数变化。同时建立了考虑内充压作用的有限元模型,并以高超声速流场作为输入,采用流固单向耦合的方法分析了不同攻角下的气动力对结构静力学特性的影响。研究表明:随攻角的增大,轴向力系数呈整体下降趋势,而法向力系数及俯仰力矩系数分别呈M型及W型变化趋势;此外,随着攻角的增加,结构最大应力整体呈上升趋势,并在45°攻角附近增幅最大。

再入遥测中的双重混合调制体制

深入分析了再入遥测中ＰＰＫ／ＯＯＫ 和ＰＣＭ／ＦＭ 两种信号同频段共存的双重混合调制原理及其解调性能。结论表明： 双重混合调制对于提高信道容量是可行的。

升力式再入飞行器的先进控制方法研究

为克服升力式再入飞行器现有分段控制方法的缺陷,根据动力学模型,将滑模变结构控制和神经网络动态逆法控制分别用于飞行器再入控制的外环与内环回路。建立了控制模型并进行仿真。理论分析和仿真结果表明,采用该法无需大量的增益调节,能自动适应非线性、强耦合的对象特性,以及环境的剧烈变化,减小不同飞行条件下对气动和结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动,能较好地实现飞行器的再入控制。

第五章 第四级

第四级又称末助推级,配置在第三级和再入系统的释放舱之间。在研制初期,第四级的主承包商由贝尔航空航天公司的特克斯特郎分公司(与航空喷气公司的液体推进分公司合作承包)和洛克威尔国际公司的洛克达因分公司彼此竞争。这两家分公司都提出了各自的第四级设计方案并制造出样机,还作了必要的验证试验。空军弹道导弹部经过比较与分析后,最后决定由洛克达因分公司作为第四级的主承包商。