为了得出增速发动机斜置喷管燃气对导弹气动性能的影响,应用CFD软件先计算得出了无燃气影响下导弹的气动参数特性,再对导弹在飞行过程中增速发动机斜置喷管燃气影响下导弹的外流场进行了数值模拟,对比分析得出了燃气流对导弹气动性能影响的大小。计算结果表明,燃气改变了导弹在飞行过程中的外流场结构,导致导弹的升力系数减小,阻力系数和滚转力矩系数增大,特别是引起导弹气动压心系数发生了变化,使导弹在增速段的压心前移,静稳定度降低,研究结果对导弹在增速段的弹道设计和控制具有重要意义。

对国产石英振梁加速度计的技术发展状况及所达到的技术指标进行了讨论,并与国外同类产品美国Sundstrand公司的低成本战术级石英振梁加速度计RBA500进行了性能指标比较,指出目前存在的问题和今后的发展方向.

设计研制了一种新型内弹道测速器，用于多型导弹发射筒内弹道参数的测量，获取导弹出筒速度和筒内运动最大过载量;该测速器采用独特的机械结构设计方法和光电转换器件，解决了导弹发射筒内高速直线运动向电信号的转换问题，采用了最小二乘滚动拟合法和全程高次方程相结合的数据处理分析方法，解决了发射筒内复杂测量环境带来的大扰度干扰问题；通过实际应用证明，该测速器工作稳定，可靠，测量精度高达99．73％，具有一定推广应用价值。

对导弹起竖过程进行动力学分析,利用M atlab绘出液压缸长度、受力以及内部压力随起竖角度的变化曲线,找出最易失效的状态,利用AD INA建立最易失效状态下液压缸模型,进行有限元分析。分析结果表明起竖液压缸的强度和刚度符合要求,为起竖液压系统的设计与优化提供了参考。

车载导弹液压起竖装备因安装空间狭小、装机功率受限导致起竖时间长的问题难以解决。为提高起竖速度,设计了基于流量可调燃气发生器的起竖动力装置,建立了燃气发生器/液压系统/导弹一体化计算数学模型,对比分析了定喉面和变喉面两种工作模式下的起竖特性。计算结果表明:定喉面流量不可调工作模式,不能适应起竖变负载特性,无法保持导弹匀速运动;变喉面流量可调工作模式,可实现导弹平稳起竖,但无法完成减速制动,会对系统造成振动与冲击。提出气液联合分段控制策略:起竖前段,采用燃气流量调节阀控制燃气流量输出,实现负载快速启动,保持负载匀速起竖;起竖后段,采用液压流量调节阀控制油液流量输出,完成负载减速制动,保证负载平稳停靠。新型流量可调燃气发生器动力装置可实现导弹16s快速、平稳起竖,为导弹起竖装备的升级改造提供参考...

文中对整体制造方式和螺栓连接方式的两种某型导弹前舱振动夹具分别进行了数值模态分析与试验模态分析,得出整体制造夹具基频比螺接方式高出约28％,可通过增强连接刚度提高夹具一阶固有频率,振动试验验证了改进设计的夹具具有较好的适用性.

通过分析与试验表明，技术风险小，性能可靠，近期能够实现的，以煤油为燃料的弹用冲压发动机是一种适宜于飞行Ma=6左右的高超声速导弹的推进装置，采用尾喷管几何喉道可调的方法，有利于提高煤油冲压发动机亚燃工况的性能，满足飞行对低马赫数（Ma=2.5左右）接力与加速状态推力特性的要求，以煤油与氢为燃料的双燃料冲压发动机具有广阔的应用前景。

通过低速和高速风洞试验对翼身组合体的前体非对称分离涡气动特性的研究,以及对旋成体非对称涡进行了大量的资料研究,结果表明:本专题所研制的细长翼身组合体的前体在较大迎角下有多个非对称涡;迎角、旋成体的外形,尤其是头部的几何形状是细长前体出现非对称涡的关键因素.

导弹起竖系统受力复杂。起竖过程中，液压冲击和多级液压缸的换级碰撞会引起起竖系统振动，这威胁着导弹安全。该文利用AMESim软件建立了二级液压缸起竖系统模型，利用Simulink设计了控制策略，通过AMESim与Simulink联合仿真接口，对起竖系统模型进行了仿真，仿真结果表明，模型符合起竖系统运行的实际情况，控制策略有效地减弱了起竖系统的振动。

对导弹起竖过程进行动力学分析,利用M atlab绘出液压缸长度、受力以及内部压力随起竖角度的变化曲线,找出最易失效的状态,利用AD INA建立最易失效状态下液压缸模型,进行有限元分析。分析结果表明起竖液压缸的强度和刚度符合要求,为起竖液压系统的设计与优化提供了参考。