振动控制技术在飞航式导弹研制中的应用

本文论述飞航式导弹弹体结构和弹上设备振动控制的基本原理。根据这些原理,运用振动控制技术,解决飞航式导弹在飞行试验中出现的故障问题。     

导弹舱段连接分离面的试验建模和参数识别法

如何建立合理的简化模型,在弹体结构动力分析中考虑分离面刚度削弱的影响,是设计中的重要课题。本文讨论舱段分离面的试验建模方法,提出等效梁段,等效弹簧和两者混合的五种简化模型,分别给出它们的传递矩阵表达式,然后采用以模态试验为基础的优化方法作刚度参数估值。应用上述方法完成八种常见的分离面连接形式的刚度参数识别,对结果作了比较和评价。最后给出某导弹弹体考虑分离面影响的模态参数计算实例,表明方法的有效性和实用性。     

全弹颤振运动方程

本文推导了全弹颤振运动方程。它适用于具有竖直对称平面的弹体;弹身上可以有任意组升力面;每组升力面可以是“-”形、“+”形、倒“T”形、倒“Y”形、“V”形、倒“V”形和“X”形(包括上、下反角均为45°的“X”形,上、下反角不等的“X”形和上、下翼面不同的“X”形)等形状,每片升力面有任意个弹性变形自由度。扼要讨论了气动压力计算问题。     

燃气舵的气动设计

本文介绍了燃气舵的气动设计方法,包括燃气舵气动设计的内容和要求,舵面设计的依据、舵面安装位置的确定、舵面参数的选择、舵面转轴位置的确定以及舵面气动特性的估算和试验。文中根据实践经验提出的燃气舵气动设计原则和参数选择范围,可直接应用于各种战术导弹燃气舵的气动设计。     

野战防空导弹系统主要设计参数的选择

以保证给定的射击效率为条件,以武器系统的总质量最小为目标的设计方法,可以较为合理地定量确定野战防空导弹系统的设计参数。 分析证明,野战防空导弹的最优射程,通常是保证在其作战空域范围内进行一次射击所必需的最小射程;武器系统的最优目标通道数和最优单次射击杀伤概率主要决定于给定的射击效率指标和目标输入流的平均密度。给定的射击效率指标越高,目标输入流的平均密度越大,最优目标通道数越多,最优单次射击杀伤概率越高。     

陀螺零位漂移对战术导弹控制精度的影响和它的确定方法

基准陀螺的定位精度是一项十分重要的指标,合理的要求既可保证导弹的性能,又能简化陀螺设计、降低研制生产成本。本文从系统工程的角度进行总体参数优化,决定陀螺的精度,提出了简单实用的设计准则。依照系统总体的观点提出,在战术导弹设计中,可以较大幅度地放宽对陀螺零位漂移的要求。     

导弹方案设计总体参数简化求解

本文就单级双推力被动段攻击防空导弹总体参数,利用简化导弹运动方程及一些相关参数相对量的统计值,建立求解满足战术、技术指标的解析解,为规划系统工程初步方案设计与分析提供必要的参数依据。为检验该计算方法的精确程度,文中还给出导弹总体参数反设计计算数字例。反设计计算表明,适当选取一些统计系数,可以使计算误差很小,可用于系统工程初步方案设计。     

导弹起竖过程中的振动分析

导弹起竖过程中，因升降速度的变化和起竖油缸换级而引起振动。利用能量守恒原理，可方便地建立系统的动力分析方程，求出液压冲击值和动力过载系数，评定是否满足设计要求。用试验验证了计算方法的正确性。     

主翼控制导弹外形设计

现代导弹外形设计常采用主翼控制、尾翼控制、鸭式控制和旋转式单通道控制四种形式。主翼控制布局常用于中低空地空导弹和中程拦截空空弹。本文从总体设计的角度出发,着重介绍气动外形设计中遇到的问题及解决办法,依据某地空导弹的设计经验简单介绍了这种布局形式的特点。     

导弹超声速飞行横向气动载荷估算系统

导弹飞行中横向气动力载荷的计算一般采用有限元分析软件的数值计算方法,尽管其计算结果具有较高的精度,但耗费了大量的计算时间,不能较好地满足方案论证阶段对设计快速响应的需求.在原有横向气动载荷工程算法的基础上提出一种估算系统,并对其原理和结构组成进行详细的阐述.最后通过实验表明该系统能够与有限元分析软件的计算结果较好吻合,满足工程实际应用的需要,从而为横向气动力载荷的快速估算提供一条途径.     

固体火箭燃气舵的结构分析

该文根据充分的试验数据,从材料的耐烧蚀性能和舵的几何尺寸及形状等方面,讨论了固体火箭燃气舵的结构设计要求和结构形式对烧蚀率的显著影响。     

防空导弹的舵面气动弹性设计

本文部分地讨论了防空导弹舵面气动弹性的设计问题,给出了导弹系统初步设计中分析计算的简略方法,讨论了避免或抑制危及导弹正常工作的基本措施和解决导弹研制后期出现的某些问题的方法。     

计入可靠性时地空导弹武器系统的最优目标通道数和最优射程的确定

以达到给定的射击效率为条件,以武器系统的地面机动能力最高为目标的设计方法,可以定量地确定地空导弹武器系统的最优目标通道数和导弹的最优射程,与此同时,还可以确定最优单次射击杀伤概率和最优单发杀伤概率。 分析表明:1.计入战斗工作可靠性时,武器系统的总质量增大,战斗工作可靠性系数越低,武器系统的总质量越大,地面机动能力越差。如果战斗工作可靠性系数随射程的增大而下降(通常是这样),那么在相当大的范围内战斗工作可靠性系数对最优射程的影响不大。 2.在计入战斗准备可靠性时,最优目标通道数一般要大于所射击的典型目标群的目标数;公用部分和目标通道的战斗准备程度系数越低,最优目标通道数越大。 3.计入战斗准备程度系数时,导弹的最优射程减小或有减小的趋势,而武器系统的总质量稍有增大。     

H-Ⅱ火箭的振动特性分析

介绍了H-Ⅱ火箭振动特性分析的目的、要求和方法。给出了振动模型简图和固有模态解析结果。     

时变弹性梁横向响应载荷识别

利用小波分析在时频两域都具有表征信号局部特征的特点,对时变弹性梁实际测量加速度数据进行了小波分解,然后从结构动力学理论出发提出了一种评估时变弹性梁截面弯矩的方法,结合时变弹性梁实际测量加速度数据对弹性梁主要截面弯矩进行了评估,给出了评估结果,并与试验结果进行了比较.文中的方法对自由-自由运行的弹性梁截面横向载荷的评估及设计具有重要的参考意义.     

2000年防空导弹防御态势的预测与定量分析

本文根据预测的2000年空袭模式,以M/M/n建模,系统地计算了防空导弹群的防空效率,从而,对未来的反空袭防御态势和防空导弹质与量的相互关系作出了定量分析。     

成败型可靠性最后增长模型及导弹可靠度评定

本文对成败型可靠性贝叶斯方法、广义伯努利过程参数估计方法和可靠性逐步增长模型进行了较系统的研究,并应用来估计导弹的飞行可靠度,分析了这些方法的使用条件和优缺点。作者还推导出了一个新的数学模型,即成败型可靠性最后增长模型,它是可靠性逐步增长模型的发展,既保留了该模型的优点,又扩展了使用范围,用来评定导弹定型试验阶段的可靠度,效果很好,能充分利用研制阶段的试验信息,解决试验发数少的不足,提高了评估的置信概率。文章给出了我国八种海军战术导弹定型试验阶段的飞行可靠度估值。     

导弹舵面气动力设计

导弹舵面的作用是控制导弹依照一定的轨迹飞行,或者是为了保持某一飞行状态,减少外界干扰的影响,以达到攻击目标的目的。它是导弹外形设计中的一个十分重要的部分。本文将讨论舵面气动力设计中的基本问题,推荐一些工程设计与分析方法,以提供导弹方案设计与初步设计使用。     

多管火箭武器振动特性研究

本文从理论、计算、试验三方面研究了多管火箭武器(MLRS)的振动特性,用多体系统传递矩阵法,解决了通常方法不便于处理的刚弹耦合多管火箭武器多体系统固有振动特性的计算问题.进行了模态试验,计算结果与试验结果吻合较好.     

自排导热发射时燃气对导弹的载荷特性研究

利用动网格技术对导弹从点火到出箱整个发射过程的非定常流场进行了仿真,重点分析了导弹发射时弹体受到的温度和压力载荷特性。计算结果表明,燃气流对导弹的载荷主要呈现三个特征:导弹点火后燃气对弹体有一个瞬间温度和压力冲击;导弹出箱后,由于箱内燃气流的溢出和箱口结构对燃气流的阻挡作用,高温燃气冲击导弹,使得导弹受到第二个温度冲击;在点火后约0.3~0.4 s,由于核心段冲击到箱壁形成反射,箱内燃气流场出现较大的波动现象。