火箭助飞鱼雷

摘要： 针对舰艇使用火箭助飞鱼雷与潜艇对抗的典型样式,分别建立了潜艇自航式声诱饵对抗声自导鱼雷模型、火箭助飞鱼雷对目标提前位置射击参数解算模型、鱼雷运动模型、潜艇机动模型和命中概率计算模型,采用模拟法计算了火箭助飞鱼雷单雷射击和双雷齐射的命中概率,总结了射击距离和潜艇航速对火箭助飞鱼雷命中概率的影响,研究结论可为火箭助飞鱼雷作战使用提供理论指导.

摘要： 在苏联/俄罗斯海军枝繁叶茂的舰载反潜武器家族中,除火箭深弹武器系统外,另一条技术路线就是利用火箭动力在空中飞向目标的火箭助飞反潜武器系统。这里之所以用“火箭助飞反潜武器”而不直接称作“火箭助飞鱼雷”或“反潜导弹”,一是因为苏联研发的此类武器并非所有都使用鱼雷作为战斗载荷,二是因为反潜导弹更强调其制导性,而文中的部分型号实际上仍属于非制导反潜武器。至于以火箭发动机为动力的水中鱼雷以及采用火箭助推的空投鱼雷则不在本文的讨论范围之内,我们会在之后的文章中另作介绍。

摘要： 针对直升机引导火箭助飞鱼雷反潜作战使用问题,充分考虑潜艇规避对抗对火箭助飞鱼雷作战使用的影响,阐述了潜艇规避机动方法,建立了潜艇运动模型,根据潜艇可能机动区域仿真结果,建立了火箭助飞鱼雷射击参数解算模型,运用模拟法仿真计算了火箭助飞鱼雷采用不同射击方法的命中概率,研究结论可为部队使用火箭助飞鱼雷攻潜提供理论参考.

摘要： 说起反潜导弹,许多朋友会立刻联想到美国的RUR-5A“阿斯洛克”。这是一种借助助推火箭将轻型声自导反潜鱼雷快速投送到预定海域的反潜武器系统,有人将其称为火箭助飞鱼雷。

摘要： 在苏联/俄罗斯海军枝繁叶茂的舰载反潜武器家族中,除火箭深弹武器系统外,另一条技术路线就是利用火箭动力在空中飞向目标的火箭助飞反潜武器系统。这里之所以用“火箭助飞反潜武器”而不直接称作“火箭助飞鱼雷”或“反潜导弹”,一是因为苏联研发的此类武器并非所有都使用鱼雷作为战斗载荷,二是因为反潜导弹更强调其制导性,而文中的部分型号实际上仍属于非制导反潜武器。至于以火箭发动机为动力的水中鱼雷以及采用火箭助推的空投鱼雷则不在本文的讨论范阖之内,我们会在之后的文章中另作介绍。

摘要： To study the unfolding performance of separating capsules for the rocket-assisted torpedo and offer theoretical foundation for the torpedo-rocket separation design,the experimental and numerical methods were researched.The rocket sled experiment was conducted to simulate the torpedo-rocket separating environment,and the time series of the separating capsules were monitored and recorded to identify the unfolding performance of the separating capsules.A revised numerical method of steady aerodynamic force for the separating capsules was proposed and proved through comparison with the experimental results.The unfolding performance of the separating capsules under the sideslip angle was analyzed based on the revised numerical method.The method can save computer resources and is more efficient compared with the unsteady numerical simulation,and it can simulate the unfolding process under different conditions based on several typical steady results.Thus the numerical method can be used for rapid prediction of the torpedo-rocket separation scheme.It is shown that the sideslip angle may lead to asynchronism of the separating capsules.So the sideslip angle should be controlled strictly in order to reduce the interference and collision risk during torpedo-rocket separation.%为了研究火箭助飞鱼雷雷箭分离时分离舱的张开特性,从而为雷箭分离方案设计提供理论支撑,建立了分离舱张开特性试验与数值研究方法.首先,设计了火箭橇地面试验模拟雷箭分离环境,对分离舱张开时序进行监测记录,通过试验数据辨识获取分离舱张开特性;然后,提出了基于定常气动力修正来研究分离舱动态张开特性的数值方法,并与试验结果进行对比验证;最后,在此基础上,采用基于定常气动力修正的数值方法,分析了侧滑角对分离舱张开特性的影响.该数值方法利用典型状态下定常气动计算结果,即可对不同分离条件下的分离舱张开过程进行模拟,与完全非定常数值方法相比,该方法具有计算量小、效率高的特点,适用于雷箭分离初步方案快速评估.数值分析结果表明,侧滑角会导致左右分离舱张开不同步,并且在雷箭分离前,需对侧滑角进行严格控制以降低雷箭分离时干涉和碰撞的风险.

摘要： 为了有效测量火箭助飞鱼雷攻击潜艇的末弹道轨迹,文中提出了一种基于艇载舷侧阵的被动定位方法,介绍了测量系统的组成和功能,提出了目标的被动定位算法,并在测量区域内对误差进行仿真,得到绝对误差和相对误差分布图.仿真结果表明,在测角误差最大为0.3°的条件下,采用该方法,在艇正横±60°,距离目标65 m区域内,能达到1％斜距的测量精度.文中研究可为末弹道被动测量系统的总体设计及测量数据处理提供参考.%To effectively measure the terminal trajectory of a rocket-assisted torpedo attacking submarine,a passive positioning method based on the broadside array of submarine is presented.The composition and function of the measurement system are introduced,the target passive positioning algorithm is proposed,and the error in the measurement area is simulate to obtain the absolute and relative errors distribution map.Simulation shows that under the maximum angle measurement error of 0.3°,the measuring accuracy reaches 1％ oblique distance in the range of submarine transverse angle ± 60° and in the area of target distance 65 m.This method may provide a reference for the overall design and measurement data processing of the passive terminal trajectory measurement system.

摘要： 为了研究助飞鱼雷雷箭分离时运载器-分离舱组合体运动特性, 建立雷箭分离多体动力学模型并嵌入流场求解器, 采用重叠网格方法对雷箭分离过程进行非定常数值仿真, 并通过火箭橇试验验证了该仿真方法的合理性.采用该仿真方法对不同分离条件下运载器-分离舱组合体的运动特性进行分析.分析结果表明, 雷箭分离时运载器姿态变化对上、下分离舱张开的同步性影响较大, 同时运载器气动特性对其姿态变化有重要影响: 在气动力作用下, 分离攻角为1.5°和0°时, 运载器"抬头"而引起上、下分离舱张开过程严重不同步; 分离攻角为-1.5°时, 运载器俯仰姿态变化不大, 上、下分离舱张开同步性较好.因此, 设计雷箭分离方案时应综合考虑运载器气动特性和分离条件, 以提高雷箭分离安全性.%To study the motion characteristics of the combination of rocket and separating-capsules, a multi-body dy-namics model during torpedo-rocket separation is established based on Lagrange method and is embedded into the flow field solver. Unsteady numerical simulation on the torpedo-rocket separation is performed using the overset mesh method. The validity of the numerical method is proved through comparison with the experimental results of rocket sled. The motion characteristics of the combination of rocket and separating-capsules under different separating conditions are analyzed through simulation. It is shown that the attitude of the rocket has significant effect on the open synchronism of the upper and lower separating-capsules' during separation. And the aerodynamic characteristics of the rocket signifi-cantly influence its attitude change, i.e. when the separation attack angle is 1.5° or 0°, the rocket pitches up under the action of aerodynamic force, resulting in asynchronism of the separating-capsules. When the separation attack angle is–1.5°, the attitude of the rocket remains stable and the open synchronization of the separating-capsules keeps well. Thus the aerodynamics of the rocket as well as the interaction between the rocket and the separating capsules should be fully taken into account in design of torpedo-rocket separation scheme, and the separating condition should also be considered to improve the safety of separation.

摘要： 在复杂战场态势下，单武器对潜攻击已不满足毁伤概率的要求，水面舰艇编队使用火箭助飞鱼雷对潜攻击研究极为迫切。本文在单雷射击方法的基础上，分析研究了编队齐射和连续射击火箭助飞鱼雷的射击方法，并应用有关模型对射击命中概率进行了仿真，得出了相关结论，对于编队火箭助飞鱼雷对潜作战研究提供理论支持。

摘要： 本发明涉及一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，包括起爆器、分体起爆接头、降冲击壳体、炸药索、玻璃保护罩和吸能垫，其中分体起爆接头包括起爆安装座、过渡螺柱和爆炸接头，降冲击壳体包括上壳体、降冲击垫和下壳体，具体连接关系为：降冲击垫放置于上壳体与下壳体的端框之间，通过端框固定连接；保护罩的外安装面与下壳体的内表面配合实现径向定位，保护罩的定位环和下壳体的定位面配合实现轴向定位；爆炸接头与保护罩、下壳体连接，起爆安装座安装在上壳体的端框上，过渡螺柱的下部螺纹柱拧入爆炸接头，上部圆柱与起爆安装座连接；该分离装置结构尺寸小、安装检查方便、大大降低分离冲击、分离效率高、热环境良好、安全性高。

摘要： 本发明涉及水声对抗器材领域，所要解决的技术问题是提供一种形成硬质气囊浮子的火箭助飞式水声对抗器材，其结构合理，能快速可靠地形成水声对抗器材的硬质气囊浮子，能在扩大整个水声对抗器材排水量的同时不会给整个器材增添太大的负荷。其特征在于：声学分机的后端还设有一筒状硬质气囊形成装置，利用燃气发生装置产生燃气，推动活塞到限位装置被固定并气密形成一硬质气囊浮子，使水声对抗器材的硬质气囊浮子在水下迅速形成，其结构轻巧简便，能够有效地增加器材的排水量，且形成的硬质气囊浮子的体积(长度)可按照实际需要调整。

摘要： 本发明公开了一种应用于光纤制导鱼雷的放线机构及所构成的制导鱼雷，放线机构包括两个相互平行的导轨，两个导轨之间形成线圈空间，线圈空间安装有线圈，线圈由光缆通过粘接剂以层叠方式粘接而成；两个导轨相对应端部均匹配安装有挡板，其中一个挡板上开有引出孔，在该引出孔中配合安装有引出管，线圈中的光缆首端端部从引出管穿出。制导鱼雷包括鱼雷弹体和放线机构，飞行控制器位于鱼雷弹体内部，在位于飞行控制器外围的鱼雷弹体内部具有横截面为圆环形状的放线空腔，放线机构匹配安装于该放线空腔中，放线机构中的光缆末端端部与飞行控制器内部电连接。本发明既可解决侧面出线问题，又能适用于弹体内部有限空间使用。

摘要： 本发明涉及核动力技术，涉及一种核动力冲压发动机、火箭及鱼雷。该核动力冲压发动机包括壳体、工质采集管道、冲压喷管装置、后端汇流装置、核反应装置和前端汇流装置，所述前端汇流装置安装在所述核反应装置的前端，所述冲压喷管装置通过所述后端汇流装置与所述核反应装置的后端相连，所述工质采集管道的输出口通过所述后端汇流装置与所述核反应装置内的第一冷工质入口通道相连，使所述工质采集管道输入的工质能够依次流经所述后端汇流装置、所述核反应装置内的第一冷工质入口通道、所述前端汇流装置后流入所述核反应装置内被加热形成推进剂而从所述冲压喷管装置排出。该发明无需携带冷却剂和推动剂，并且结构简单，自重小，提高了航程和比冲。

摘要： 本发明公开了一种运载火箭弹射助升装置，包括三组弹簧发射装置、设置于三组弹簧发射装置之间用于放置运载火箭的升降平台装置、设置于升降平台装置底部用于拉伸升降平台装置的卷扬机装置及设置于弹簧发射装置与升降平台装置之间用于连接弹簧发射装置与升降平台装置的滑车装置。本发明借助弹簧弹性势能将运载火箭发射升空，可以大大减少传统发射方式起飞时所需要的大量燃料，从而减轻运载火箭燃料所需的荷载，并减少有害气体的排放，进而有效提升运载火箭的有效载荷且实现对大气环境的保护。

摘要： 本发明涉及一种小直径助飞火箭用降冲击尾段线性爆炸分离装置，包括起爆器、分体起爆接头、降冲击壳体、炸药索、玻璃保护罩和吸能垫，其中分体起爆接头包括起爆安装座、过渡螺柱和爆炸接头，降冲击壳体包括上壳体、降冲击垫和下壳体，具体连接关系为：降冲击垫放置于上壳体与下壳体的端框之间，通过端框固定连接；保护罩的外安装面与下壳体的内表面配合实现径向定位，保护罩的定位环和下壳体的定位面配合实现轴向定位；爆炸接头与保护罩、下壳体连接，起爆安装座安装在上壳体的端框上，过渡螺柱的下部螺纹柱拧入爆炸接头，上部圆柱与起爆安装座连接；该分离装置结构尺寸小、安装检查方便、大大降低分离冲击、分离效率高、热环境良好、安全性高。

摘要： 本发明涉及用于监测鱼雷车的方法以及鱼雷车监测系统，在该方法中：利用位置检测器PE确定鱼雷车的填充开口E的目标位置与实际位置之间的位置偏差，该鱼雷车设置在填充站BS中以向鱼雷车填充生铁，并且该鱼雷车设置有包含用于识别的对象数据集的RFID应答器。在位置偏差的情况下，将填充开口E定位在目标位置；借助于填充水平测量计FM测量设置在目标位置的鱼雷车中的填充水平FM；借助于温度计TM测量被填充到填充开口中的生铁的温度；以及，借助于数据处理器DV将表征位置偏差、填充水平和温度的数据添加至鱼雷车的对象数据集。

摘要： 本发明公开了一种鱼雷罐车翻转结构，包括外形呈圆形的连接板，连接板设置在鱼雷罐车端盖上，连接板的外圆周面上设置有链条轮或齿圈，链条轮或齿圈与第一传动轮连接，第一传动轮与翻转驱动的动力输出端连接；一种鱼雷罐车悬挂结构，包括连接板，连接板为工字钢圆轨，连接板分别固定设置在鱼雷罐车的两个端盖上，连接板悬挂在悬挂轮上，悬挂轮通过固定板连接在鱼雷罐车固定架上以及一种包括前述结构的双轨鱼雷罐车；本发明通过鱼雷罐车翻转结构，缩小了鱼雷罐车的整体长度，通过鱼雷罐车悬挂结构，有效防止了中心轴弯曲和筒体端板变形，本发明还提供了一种结合了前述鱼雷罐车翻转结构和鱼雷罐车悬挂结构的双轨鱼雷罐车，提高了混凝土的输送效率。

摘要： 一种隐式节能高效火箭装配及助射系统。是将火箭发射架、火箭发射井、发射轨道助力系统、火箭装配窝、隧道式输送轨道与特定山体有机合理结合在一块，使装配、储运、发射过程几乎全部有机合理地移入山体之内。从而使火箭从装配到发射具备很强的隐蔽性、抗打击性；节约能源；提高发射频率；可大幅度提高火箭的有效载荷；降底火箭发射对近地环境的要求；可提高我国的非对称作战能力及太空竞、战能力。

摘要： 本实用新型公开的一种鱼雷罐手动开闭盖装置以及鱼雷罐运输车，包括底座、支架、摆动轨道、滑动架以及罐盖，所述支架固定设置在底座上，所述摆动轨道的中部通过水平转轴铰接在支架的上部，所述滑动架可左右滑动的设置在摆动轨道上，所述罐盖设置在滑动架的左侧。本实用新型通过结构以及一定的操作步骤，通过巧妙的利用杠杆原理，大大的降低了操作人员所需要的付出的体力劳动，使得本实用新型虽然没有利用任何的半自动化结构件，但是也同样能够轻松的完成开、闭盖动作，整体结构简单，制作成本低，大大的降低了使用成本。