速燃发动机在战略导弹助推段突防技术中的应用研究

助推段拦截是美国NMD、TMD系统的一个重要组成部分。这一作战方式对弹道导弹的突防提出了更高的要求。采用速燃发动机降低助推段高度、缩短助推时间是反助推段拦截的有效手段。以一种假定的三级固体助推洲际导弹为对象 ,分析了提高燃速对导弹射程及助推段性能的影响 。

动态燃速辨识及其实验发动机设计

提出了用参数辨识和一台动态燃速实验发动机确定推进剂动态燃速的方法。用该方法对气象探测火箭固体推进剂燃速特性进行了实验测定和计算。该方法有效降低了实验成本和周期 。

速燃弹道导弹飞行程序角设计方法

以某类弹道导弹为研究对象,通过仿真计算研究了经典飞行程序角工程设计方法的局限性;在分析速燃发动机飞行特点的基础上,提出了适于速燃发动机的弹道导弹主动段飞行程序角设计的改进方法。仿真计算表明,采用新的设计方法将降低控制系统控制难度,飞行环境也得到一定程度的改善。

高突防能力导弹方案设计

随着导弹防御技术的快速发展,突防能力在现代导弹设计中显得越来越重要。为提高导弹对反导系统的突防能力,提出了一种利用速燃发动机和跨大气层跳跃式弹道实现突防的导弹设计方案,阐述了该方案提高突防能力的原理及其带来的技术挑战。采用该方案改进了某二级固体导弹,并在Matlab-Simulink中进行了弹道仿真,结果表明该方案是可行的。所提出的设计方案对导弹设计和改型有一定的参考价值。