將機(jī)動發(fā)射的導(dǎo)彈作為運(yùn)載工具對空間作戰(zhàn)平臺進(jìn)行快速支援,可極大提升空間平臺的持續(xù)作戰(zhàn)能力。實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的空間快速支援,發(fā)射窗口的選擇是一個關(guān)鍵問題。本文在對導(dǎo)彈快速支援發(fā)射窗口問題描述的基礎(chǔ)上,建立了導(dǎo)彈機(jī)動發(fā)射的窗口模型并進(jìn)行了仿真計(jì)算。結(jié)果表明,通過對發(fā)射點(diǎn)進(jìn)行合理規(guī)劃可以極大提升發(fā)射窗口質(zhì)量。 

【文章來源】：航空兵器. 2020,27(04)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：5 頁

【部分圖文】：

軌道面內(nèi)各相關(guān)角度關(guān)系示意圖

發(fā)射點(diǎn)緯度幅角示意圖如圖2所示。 假設(shè)O點(diǎn)為地心; P點(diǎn)為機(jī)動發(fā)射導(dǎo)彈的發(fā)射點(diǎn); S點(diǎn)為空間平臺軌道的升交點(diǎn); C點(diǎn)為過P點(diǎn)和O點(diǎn)作與空間平臺運(yùn)行軌道垂直的大圓時, 空間平臺軌道與大圓所產(chǎn)生的交點(diǎn)。 假設(shè)任意時刻P點(diǎn)對應(yīng)的總緯度幅角φ(t)為當(dāng)前時刻C點(diǎn)在空間平臺軌道對應(yīng)的總緯度幅角; φ0(t)為機(jī)動發(fā)射導(dǎo)彈發(fā)射點(diǎn)相應(yīng)的當(dāng)圈緯度幅角; M等于C點(diǎn)順軌經(jīng)過空間平臺軌道升交點(diǎn)的次數(shù)減去C點(diǎn)逆軌經(jīng)過空間平臺軌道升交點(diǎn)的次數(shù)[11]。由于機(jī)動發(fā)射導(dǎo)彈發(fā)射點(diǎn)的標(biāo)稱入軌相位差為Δθ0, 因而t時刻空間平臺與機(jī)動發(fā)射導(dǎo)彈發(fā)射點(diǎn)的總緯度幅角差為

在本文仿真條件中, 假設(shè)空間平臺在t0時刻的空間軌道根數(shù)為: a0=7 068 503 m, e0=0, i0=62.8°, Ω0=39.5°, ω0=0°, M0=0°; t0時刻為2018年1月1日12: 00; 根據(jù)機(jī)動發(fā)射導(dǎo)彈的實(shí)際機(jī)動變軌能力, 將其非共面夾角設(shè)置為Δi=3.1°; 將機(jī)動發(fā)射導(dǎo)彈發(fā)射點(diǎn)的坐標(biāo)設(shè)置為(L, B)。 通過仿真, 計(jì)算得到將機(jī)動發(fā)射導(dǎo)彈發(fā)射點(diǎn)的經(jīng)度設(shè)置為L=115°時, 不同緯度的發(fā)射點(diǎn)的發(fā)射窗口情況, 如圖3所示。 具體發(fā)射窗口分布圖, 如圖4所示。圖4 發(fā)射窗口

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]2018年國外空空導(dǎo)彈發(fā)展動態(tài)研究[J]. 任淼,文琳,李雙.  航空兵器. 2019(03)
[2]機(jī)載導(dǎo)彈導(dǎo)軌式高過載發(fā)射動力學(xué)特性分析[J]. 王海濤,馬曉明.  航空兵器. 2018(03)
[3]空空導(dǎo)彈越肩發(fā)射制導(dǎo)律研究[J]. 張鵬,張金鵬.  航空兵器. 2014(03)
[4]臨近空間平臺與空天飛機(jī)在未來戰(zhàn)爭中的協(xié)同作用[J]. 常建龍,趙良玉,李克勇.  飛航導(dǎo)彈. 2012(09)
[5]多約束交會對接發(fā)射窗口的分析和規(guī)劃[J]. 李革非,陳莉丹,唐歌實(shí),張麗艷.  宇航學(xué)報(bào). 2011(11)
[6]空間平臺能力發(fā)展趨勢分析[J]. 劉永健,譚春林,劉育強(qiáng).  航天器工程. 2011(02)
[7]天基發(fā)射與載人登月初探[J]. 張澤明,姜毅,傅德彬.  中國工程科學(xué). 2006(10)
[8]美國空間攻防對抗概念體系下的空間武器平臺[J]. 陳洪波,楊滌.  現(xiàn)代防御技術(shù). 2006(03)



本文編號：3411100