飞航导弹弹体结构可靠性分析

对飞航导弹弹体结构可靠性进行了分析,介绍了弹体结构可靠性的工程计算方法,提出了改进弹体结构可靠性的技术途径.     

非圆截面飞航导弹弹体动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言,非圆截面弹体的动力学特性,特别是侧向的稳定性和操纵性分析有其特殊之处.本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航导弹的动力学特性,对研究方法进行了尝试,对结果给出了讨论.     

非圆截面飞航导弹弹体动力学特性分析

相对于常见的圆截面弹体的动力学特性分析而言。非圆截面弹体的动力学特性，特别是侧向的稳定性和操纵性分析有其特殊之处。本文研究了具有非圆截面弹体和大升阻比气动外形的某类型飞航导弹的动力学特性，对研究方法进行了尝试，对结果给出了讨论。     

超声速进气道与飞航导弹一体化发展概述

对采用冲压发动机的飞航导弹与超声速进气道一体化设计技术和发展进行了概述, 列举了各国不同进气道布局的典型飞航导弹设计特点和将来的发展趋势.同时简要分析了进气道和弹体一体化设计需要面对和解决的问题.最后对进气道弹体一体化发展进行了展望.     

基于三时标分离的模糊动态逆飞航导弹过载控制系统设计

选用普通舵系统来设计一种低成本高性能飞航导弹过载控制系统.不忽略舵系统的动态特性,假设舵系统具有一阶动态特性.应用三时标分离的方法将导弹动力学系统分解为慢速、中速、快速三个子系统,对三个子系统分别采用动态逆控制,提出了在慢速和快速子系统中加入模糊控制项.其中模糊控制项用来抑制弹体气动参数摄动而引起的控制系统跟踪性能的下降.仿真结果表明,该方法保证了控制系统的快速性、准确性和鲁棒性.另外,控制算法计算量小,易于工程实现.     

潜载导弹垂直发射横向振动特性仿真分析

潜射导弹在出筒上升过程中是个复杂的动力学过程，直接决定了导弹出筒后的弹道变化特征。在分析了导弹的流体动力特性、弹性密封环的变形应力特征及其与弹体耦合作用的情况下，建立了潜射导弹垂直发射横向动力学模型。重点对出筒过程弹体横向振动及其特性进行了仿真研究，提出了抑制弹体横向振动的解决方法。结果表明，密封环抗压刚度和尺寸对导弹横向振动特性均有较大影响。研究结果可以为导弹垂直发射弹道控制、发射安全性评估、导弹与发射系统设计提供理论基础与研究手段。     

两种弹筒适配方式对导弹出筒姿态的影响

潜射导弹在水下垂直发射出筒过程中,弹体受到发射筒与适配器的共同约束,使得出筒阶段弹体载荷水平较高.为研究横向支撑对弹体出筒姿态的影响,依据动量和动量矩定理建立了导弹水下垂直发射出筒过程动力学模型,对艇速为1m/s、2m/s工况下的适配器和气密环-减震垫2种弹筒适配方式对导弹出筒时刻姿态的影响进行了仿真计算.结果表明,2种横向支撑方式下,出筒俯仰角、攻角量值差别不大,但角速度、质心横向偏移量差别较大,尤其是在气密环-减震垫横向支撑方式下,弹体出筒伴随较大的震荡过程.     

基于三时标分离的模糊动态逆飞航导弹过载控制系统设计

选用普通舵系统来设计一种低成本高性能飞航导弹过载控制系统。不忽略舵系统的动态特性，假设舵系统具有一阶动态特性。应用三时标分离的方法将导弹动力学系统分解为慢速、中速、快速三个子系统，对三个子系统分别采用动态逆控制，提出了在慢速和快速子系统中加入模糊控制项。其中模糊控制项用来抑制弹体气动参数摄动而引起的控制系统跟踪性能的下降。仿真结果表明，该方法保证了控制系统的快速性、准确性和鲁棒性。另外，控制算法计算量小，易于工程实现。     

模糊反演飞航导弹过载控制系统设计

选用普通舵系统来设计一种低成本高性能飞航导弹过载控制系统.不忽略舵系统的动态特性,假设舵系统具有一阶动态特性.应用反演设计思想设计控制系统,并在反演过程中加入智能模糊调节项.模糊控制项用来抑制弹体气动参数摄动而引起的控制系统跟踪性能的下降.仿真结果表明,该方法保证了控制系统的快速性、准确性和鲁棒性.另外控制算法计算量小,易于工程实现.     

导弹水下发射内流场的数值研究

对于导弹水下发射过程中壳体结构强度及动力学问题，基于二维不可压N—S方程，运用有限体积法中心格式和SIMPLE计算程式，建立了导弹水下潜艇发射内流场的数值模拟方法，对导弹出管过程中不同时刻弹体的压力载荷分布进行解算。为导弹的壳体结构设计和内部构件设计提供了重要的依据。     

极端载弹下直升机载火箭发射燃气冲击效应研究

针对机载火箭发射过程中对机体造成的动力冲击效应,对直升机机载火箭系统发射全过程的燃气射流冲击流场进行计算。通过3维非定常的数值模拟方法,结合动网格方法及分块混合网格模型,对比不同载弹状态下的火箭巢结构对冲击效应的影响。计算结果表明:机身表面受到的最大冲击超压在10 kPa量级,不同载弹状态下起始冲击波流场发展过程相似,超压分布均为单峰函数,但火箭离管时空载状态发射的冲击流场变化更为复杂,机身最大超压分布规律为双峰曲线。     

弹体纵向气动伺服弹性发散分析

本文把文献〔１〕中的无控弹体气动弹性发散分析方法推广成有控弹体气动伺服弹性发散分析方法。文献〔１〕的方法毋需结构固有振型的原始数据，且数学工具简单。经本文推广后的方法保持了原法的优点。     

基于自由尾迹分析的直升机旋翼下洗流场计算方法

建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用,并采用一个源面元模型计入机身对旋翼尾迹的诱导和堵塞等影响;分别以美国佐治亚理工学院和马里兰大学所采用的旋翼／机身组合模型为算例,对多种状态进行计算;将计算的旋翼流场定常和非定常速度与可得到的实验结果进行对比,表明了本方法的有效性。     

飞航导弹仿真技术若干问题的探讨

本文结合飞航导弹的特点以及国内外飞航导弹的仿真经验,对于今后飞航导弹仿真技术的发展方向、特点和主要的技术问题进行了探讨,提出了作者个人的一些看法和建议。     

飞航导弹飞行仿真技术的发展

扼要介绍了我国飞航导弹飞行力学与飞行仿真技术的发展情况,其中特别讨论了导弹的全弹道数学仿真(实验室模拟打靶)和半实物仿真的有关问题。     

弹上设备的振动设计与试验

本文介绍并分析了某型多用途海防导弹弹上灵敏设备的振动设计及地面振动试验结果。文中提出的二质量减振系统模型概念,很适用于弹上特设安装振动响应的研究;结合对单自由度有阻尼减振系统的振动传递曲线的理论分析,归纳出几种适用于飞航导弹设备振动设计的方法,其中重点介绍了高阻尼减振的作用原理及在该型号导弹上的实际应用效果。     

基于PXI总线的飞航导弹高度通道动态测试系统的设计与实现

针对飞航导弹高度通道测试技术多以定高特征点性能检测为主,无法对整个工作过程进行全面考核的现状,从无线电高度表的测试技术出发,介绍了其测高工作原理,分析了现行测试方法的不足,提出了过程测试方法;通过对现有自动化检测系统进行功能扩展,研制了基于PXI总线的导弹高度通道动态测试系统,实现了无线电高度表的过程测试,并在导弹全弹道仿真中得到了应用,为飞航导弹其它控制环节的动态检测技术提供了参考与借鉴.     

四旋翼无人机前飞模态特性

为研究四旋翼无人机在前飞模态下的特性,通过机理建模（叶素法）和风洞试验分析多旋翼无人机在前飞时桨叶和机身气动特性,分别得到了桨叶和机身在前飞模态的气动力模型。该气动力模型带入建立的刚体运动学方程中,可得四旋翼无人机在前飞模态下的非线性动力学模型和状态空间模型,并进行了风洞试验验证。结果表明：在前飞时桨叶气动力模型与悬停模型存在较大的区别;四旋翼在前飞模态时存在俯仰/垂向通道的耦合和滚转/偏航通道的耦合。     

飞航导弹总体方案评价决策技术研究

从飞航导弹总体方案设计及评估需求出发，结合灰色模糊综合评价理论，建立了飞航导弹总体方案评价体系，并研究了灰色模糊综合评价方法及其在飞航导弹总体设计方案评价系统中的应用．     

关于飞航导弹体系的几个问题

根据国外飞航导弹的发展趋势,从体系角度提出了"有的放矢"的指导思想和"效费比"评价准则;强调了超低空、亚声速飞航导弹的主导地位;指出积极稳妥地发展超声速飞航导弹和组合式飞航导弹,形成近、中、远、洲际全程覆盖对地、对海、对信息链实施精确打击的飞航导弹体系的意义.