［官方材料！！！］某DF弹道导弹攻击航母编队的多种特种 ...

高阻力滞空弹气动弹形
周 岩 唐 平 王 云 洪建华

　　高阻力滞空弹在使用中靠高阻力尾翼进行稳定飞行并使其迅速减速至Ma=2～3，以实现可靠开伞和滞空时间的要求。在完成对滞空弹的外形、高阻力尾翼和气动弹道的初步设计、计算分析之后，进行了滞空弹的风洞试验。试验目的是测试所设计的高阻力尾翼的空气动力特性，获取滞空弹的各气动系数，检验高阻力尾翼的结构强度、增阻性能及滞空弹的飞行稳定性，以便为滞空弹的弹道计算、弹道特性分析及高阻力尾翼的合理设计提供试验依据。

　　滞空弹由弹头、弹体、尾翼体和尾翼组成。弹体与尾翼体通过螺纹连接，翼片为钢质尾翼。采用1:5缩比试验件，试验件在风洞中采用尾支撑方式。采用无尾翼（仅带尾杆）、6mm宽的小尾翼、7mm宽的大尾翼三种试验状态。试验马赫数Ma = 2.0～4.5（6个状态），攻角α = -4°～8°（7个状态）。试验测试参数：阻力系数Cx，升力系数Cy ，滚转力矩系数Mx，俯仰力矩系数mz , 压力中心系数xcp，尾翼根部的气动力矩MA。通过试验，获得了在三种试验状态下，试验件随攻角α和实际马赫数Mµ变化的气动力系数，以及有尾翼试件尾翼根部气动力矩MA随马赫数Ma的变化。

　　试验结果表明，无尾翼试件的气动特性符合旋成体常规气动力特性，其阻力系数曲线图见图1；有尾翼试件的升力特性、俯仰力矩特性符合旋成体常规气动力特性，但由于其特殊的尾翼结构，使得它的阻力系数比较大，阻力特性规律与常规旋成体不一样，阻力系数曲线见图2。

　　由此，有尾翼试件是静稳定的，高阻力尾翼的增阻作用十分明显。由尾翼根部的气动力矩随马赫数变化的结果可知，高阻力尾翼的强度设计满足要求。





高超音速飞行子弹减速滞空技术
周  岩  唐  平 赵  平  王  云  张映梅　

在现代战争条件下，采用导弹主动攻击手段，运用突防技术干扰敌方的远程警戒雷达，可以有效提高作战攻击效果。本项目研究了将导弹在目标上空抛撒出的高超音速飞行下落子弹迅速减至亚音速并在空中停留达一定时间的减速滞空技术。

高超音速飞行子弹采用尾翼和降落伞分段减速滞空的方法，以实现内置干扰系统的滞空要求。通过设计高阻力弧形尾翼，使高超音速飞行子弹从高超音速的飞行速度在较短时间内迅速减速至开伞所需速度，为降落伞的可靠开伞创造必要条件；采用低过载抛射技术和脱壳技术，抛弃降落伞的无效悬挂质量，实现了内置式降落伞的可靠开伞，并为内置干扰系统创造了良好的力学环境条件；研制超－亚音速兼容降落伞，实现干扰系统从超音速平稳减速至亚音速，保证内置干扰系统达到预定的滞空时间。在进行上述一系列减速滞空技术的研究之后，发展以125 mm火炮为发射装置的地面检验性试验方法，为超－亚音速兼容型降落伞在超音速速度下开伞和内置干扰系统滞空时间的技术考核提供了技术途径。

　　高超音速飞行子弹的作用原理和动作程序为：导弹抵达目标上空后，抛出高超音速飞行子弹，子弹靠弹簧张力和气动阻力打开高阻力弧形尾翼，迅速减速至开伞所需速度，由时间引信启动抛射系统，将超-亚音速兼容降落伞、内置干扰系统等抛出。随后，干扰系统启动，并悬吊于降落伞下方缓慢下降。



为模拟超音速飞行情况，根据气动动压相等的原理，用125 mm火炮发射弹丸，进行了模拟飞行试验检验。试验分为两类，一类是在弹道高度小于0.1 km的试验中考核超-亚音速兼容型降落伞开伞的动作程序与可靠性，另一类是在弹道高度为1~1.5 m的试验中测定其伞弹弹道和降落伞的滞空时间。试验条件及结果见表1。试验中测得的降落伞及其悬挂物光测v-t曲线见图1和图2。

试验结果表明：高超音速飞行子弹总体结构满足设计要求；引信和抛射系统作用正常；超－亚音速兼容降落伞系统设计合理，开伞动作程序准确；滞空作用时间达到预定的滞空时间要求。研究表明，所采用的技术可以实现高超音速飞行下落子弹的减速、滞空
子母战斗部对大型舰船毁伤评估

卢永刚  孙传杰

　　对于采用子母弹对大型水面舰船的毁伤效率评估，存在相当大的难度，为对子母战斗部的攻击航母毁伤评估提供一个快速、初步的结果，本文通过对航母目标的易损性分析，将子母战斗部对舰船的毁伤评估模型进行了适当的模型简化，建立毁伤评估模型。

    毁伤评估模型包括目标模型、子弹散布模型及子弹威力模型3部分：对于目标模型，采用图像分析方法和文献资料分析，将文献所提供的航母的俯视图及总体尺度，通过几何比例关系确定航母舰面各要害舱段尺寸及位置（见图1）。对于子弹散布模型，假设母弹落点散布符合瞄准点为航母矩形几何中心的符合CEP值的正态分布；由于子弹抛撒为周向对称抛撒，因此，假设子弹散布场形状的半径为Rdisp圆形，中心和母弹弹道着地点重合，忽略母弹其他系统误差的影响，因此子弹落点只受母弹散布和子弹散布影响。子弹威力模型不考虑子弹命中目标部位的毁伤能力差异，假设子弹威力与命中数量相关。



　　应用蒙特卡洛计算机随机仿真方法，编写毁伤评估程序，对具有一定散布半径的子弹群命中航母甲板及舰面目标的数量及影响因素进行分析。

　　研究分析了母弹精度、子弹数量、散布半径、实际子弹抛撒的散布分散系数等对目标命中数量及各部位命中数量的影响。通过评估结果表明，采用集群式子母战斗部，在目前的导弹精度下，能够对航母各要害部位命中较多的子弹，从而对目标造成一定毁伤。对于不同子弹的详细终点毁伤威力，须结合验证试验深入研究。高阻力滞空弹气动弹形
周 岩 唐 平 王 云 洪建华

　　高阻力滞空弹在使用中靠高阻力尾翼进行稳定飞行并使其迅速减速至Ma=2～3，以实现可靠开伞和滞空时间的要求。在完成对滞空弹的外形、高阻力尾翼和气动弹道的初步设计、计算分析之后，进行了滞空弹的风洞试验。试验目的是测试所设计的高阻力尾翼的空气动力特性，获取滞空弹的各气动系数，检验高阻力尾翼的结构强度、增阻性能及滞空弹的飞行稳定性，以便为滞空弹的弹道计算、弹道特性分析及高阻力尾翼的合理设计提供试验依据。

　　滞空弹由弹头、弹体、尾翼体和尾翼组成。弹体与尾翼体通过螺纹连接，翼片为钢质尾翼。采用1:5缩比试验件，试验件在风洞中采用尾支撑方式。采用无尾翼（仅带尾杆）、6mm宽的小尾翼、7mm宽的大尾翼三种试验状态。试验马赫数Ma = 2.0～4.5（6个状态），攻角α = -4°～8°（7个状态）。试验测试参数：阻力系数Cx，升力系数Cy ，滚转力矩系数Mx，俯仰力矩系数mz , 压力中心系数xcp，尾翼根部的气动力矩MA。通过试验，获得了在三种试验状态下，试验件随攻角α和实际马赫数Mµ变化的气动力系数，以及有尾翼试件尾翼根部气动力矩MA随马赫数Ma的变化。

　　试验结果表明，无尾翼试件的气动特性符合旋成体常规气动力特性，其阻力系数曲线图见图1；有尾翼试件的升力特性、俯仰力矩特性符合旋成体常规气动力特性，但由于其特殊的尾翼结构，使得它的阻力系数比较大，阻力特性规律与常规旋成体不一样，阻力系数曲线见图2。

　　由此，有尾翼试件是静稳定的，高阻力尾翼的增阻作用十分明显。由尾翼根部的气动力矩随马赫数变化的结果可知，高阻力尾翼的强度设计满足要求。





高超音速飞行子弹减速滞空技术
周  岩  唐  平 赵  平  王  云  张映梅　

在现代战争条件下，采用导弹主动攻击手段，运用突防技术干扰敌方的远程警戒雷达，可以有效提高作战攻击效果。本项目研究了将导弹在目标上空抛撒出的高超音速飞行下落子弹迅速减至亚音速并在空中停留达一定时间的减速滞空技术。

高超音速飞行子弹采用尾翼和降落伞分段减速滞空的方法，以实现内置干扰系统的滞空要求。通过设计高阻力弧形尾翼，使高超音速飞行子弹从高超音速的飞行速度在较短时间内迅速减速至开伞所需速度，为降落伞的可靠开伞创造必要条件；采用低过载抛射技术和脱壳技术，抛弃降落伞的无效悬挂质量，实现了内置式降落伞的可靠开伞，并为内置干扰系统创造了良好的力学环境条件；研制超－亚音速兼容降落伞，实现干扰系统从超音速平稳减速至亚音速，保证内置干扰系统达到预定的滞空时间。在进行上述一系列减速滞空技术的研究之后，发展以125 mm火炮为发射装置的地面检验性试验方法，为超－亚音速兼容型降落伞在超音速速度下开伞和内置干扰系统滞空时间的技术考核提供了技术途径。

　　高超音速飞行子弹的作用原理和动作程序为：导弹抵达目标上空后，抛出高超音速飞行子弹，子弹靠弹簧张力和气动阻力打开高阻力弧形尾翼，迅速减速至开伞所需速度，由时间引信启动抛射系统，将超-亚音速兼容降落伞、内置干扰系统等抛出。随后，干扰系统启动，并悬吊于降落伞下方缓慢下降。



为模拟超音速飞行情况，根据气动动压相等的原理，用125 mm火炮发射弹丸，进行了模拟飞行试验检验。试验分为两类，一类是在弹道高度小于0.1 km的试验中考核超-亚音速兼容型降落伞开伞的动作程序与可靠性，另一类是在弹道高度为1~1.5 m的试验中测定其伞弹弹道和降落伞的滞空时间。试验条件及结果见表1。试验中测得的降落伞及其悬挂物光测v-t曲线见图1和图2。

试验结果表明：高超音速飞行子弹总体结构满足设计要求；引信和抛射系统作用正常；超－亚音速兼容降落伞系统设计合理，开伞动作程序准确；滞空作用时间达到预定的滞空时间要求。研究表明，所采用的技术可以实现高超音速飞行下落子弹的减速、滞空
子母战斗部对大型舰船毁伤评估

卢永刚  孙传杰

　　对于采用子母弹对大型水面舰船的毁伤效率评估，存在相当大的难度，为对子母战斗部的攻击航母毁伤评估提供一个快速、初步的结果，本文通过对航母目标的易损性分析，将子母战斗部对舰船的毁伤评估模型进行了适当的模型简化，建立毁伤评估模型。

    毁伤评估模型包括目标模型、子弹散布模型及子弹威力模型3部分：对于目标模型，采用图像分析方法和文献资料分析，将文献所提供的航母的俯视图及总体尺度，通过几何比例关系确定航母舰面各要害舱段尺寸及位置（见图1）。对于子弹散布模型，假设母弹落点散布符合瞄准点为航母矩形几何中心的符合CEP值的正态分布；由于子弹抛撒为周向对称抛撒，因此，假设子弹散布场形状的半径为Rdisp圆形，中心和母弹弹道着地点重合，忽略母弹其他系统误差的影响，因此子弹落点只受母弹散布和子弹散布影响。子弹威力模型不考虑子弹命中目标部位的毁伤能力差异，假设子弹威力与命中数量相关。



　　应用蒙特卡洛计算机随机仿真方法，编写毁伤评估程序，对具有一定散布半径的子弹群命中航母甲板及舰面目标的数量及影响因素进行分析。

　　研究分析了母弹精度、子弹数量、散布半径、实际子弹抛撒的散布分散系数等对目标命中数量及各部位命中数量的影响。通过评估结果表明，采用集群式子母战斗部，在目前的导弹精度下，能够对航母各要害部位命中较多的子弹，从而对目标造成一定毁伤。对于不同子弹的详细终点毁伤威力，须结合验证试验深入研究。