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助推-滑翔式导弹总体参数设计方法初探

时间:2017年01月18日 信息来源:《导弹与航天运载技术》 点击: 【字体:

摘要:以两级固体推进剂火箭发动机助推、弹头直接入轨,而后全程在大气层内滑翔飞行的助推-滑翔式导弹为研究对象,对导弹总体参数设计进行研究,给出一种适用于助推-滑翔式导弹的总体参数设计方法。根据助推-滑翔式导弹的弹道特点,通过分段分析弹道特性,推导出导弹总体参数与关机点理想速度间的关系式。通过仿真分析,建立滑翔起点参数与关机点参数间的关系模型;考虑平衡滑翔条件,得到滑翔射程公式。基于以上公式和模型,给出助推-滑翔式导弹射程与关机点参数之间的解析关系,初步建立了助推-滑翔式导弹总体参数的设计方法。

单位:中国运载火箭技术研究院

链接:http://d.g.wanfangdata.com.cn/Periodical_ddyhtyzjs201604002.aspx

(作者:蒋明明 袁庆航 赵长见 卜奎晨)
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