针对某型导弹液压舵机卡滞故障进行了分析,确定了过滤器滤网堵塞为重要因素,同时设计了流阻测试台对过滤器进行测试,对同类液压舵机卡滞故障具有一定的参考意义。

在导弹设计研发的初始阶段,需要精确获取导弹不同气动外形对应的气动参数。然而,获取导弹气动参数的传统方法存在价格昂贵、过程耗时等缺陷。为此,本文进行了基于神经网络的导弹气动参数预测研究,构建了利用思维进化算法优化的BP神经网络模型。建模结果表明,利用该方法进行导弹气动参数的预测是可行且有效的,在样本所确定的参数范围内,对导弹的气动参数拟合能力较强,具有较好的泛化能力。

某型无人直升机机身左右两侧的组合外挂体由挂梁、挂架、导发架和导弹四部分组成。采用CFD计算方法对组合外挂体的气动特性进行了数值计算,计算状态包括不同的导弹发射安装角和机身侧滑角以及无挂载状态,计算过程中考虑了机身、主桨毂、尾梁和平垂尾等部件的气动干扰。结果表明导弹对组合外挂体气动特性的影响很大,组合外挂体的升力、俯仰和滚转力矩随导弹发射安装角的改变呈线性变化趋势;无人直升机转弯飞行或遇到侧风以及挂载导弹时,组合外挂体对无人直升机的气动特性影响更大。研究结果可为无人直升机选择合适的武器外挂形式与安装角以及估算外挂组合体的气动特性提供有用的参考。

介绍故障树分析的原理，结合某型导弹抗干扰试验失败的实例建立故障树，进行相应的故障树定性分析，剖析抗干扰试验失败的根源和特征，快速找到了故障点，验证了故障树理论的准确性。

目前国内导弹大部分是以惯性制导为主，一般通过提高惯性器件水平来提高导航精度。而减少引力计算误差，也是提高精度的有效途径。本文定量计算了引力计算误差对导弹精度的影响，提出了一种适用于弹上实时计算的引力高精度快速计算方法及实施流程，为工程应用奠定了基础。

为了使导弹在较短的末制导时间内获得很小的脱靶量，同时对机动过载的需求满足导弹实际过载能力，研究了适用于攻击蛇形机动目标的最优制导律和蛇形机动补偿制导律，并分析了具体实现方法，设计目标状态估计器，建立导引回路数学模型。仿真验证了测量越精确，可知信息越多，估计性能就越好；最后研究了导弹过载限制、测量误差、目标状态估计精度及制导律的选择等因素对制导精度的影响。

加装在轻型无人直升机机身左右两侧的外挂武器装备受到机身等部件的气动干扰,气动特性与自由来流时相差比较大。采用RANS方法对带外挂武器装备的轻型无人直升机进行气动特性计算,包括不同机身侧滑角和挂弹数量状态。结果表明挂梁和挂架对外挂武器装备气动特性的影响比较大,外挂武器装备在纵向和航向上是静不稳定的。在有横向来流时,外挂武器装备的阻力和偏航力矩变化比较大。随着导弹不断发射,外挂武器装备的阻力、俯仰力矩和偏航力矩都不断降低,但是升力基本上不变。研究结果可为外挂武器装备减阻设计和气动布局、武器发射策略的选择等提供重要的参考。

针对传统起竖方式速度慢的问题,提出一种以CO_(2)液气相变作为辅助动力源的快速起竖方法,使相变产生的高能气体作用于液压蓄能器的活塞,进而推动起竖液压缸运动,以实现导弹起竖.首先,分析了基于CO_(2)液气相变的快速起竖原理,设计了一种CO_(2)液气相变高能液压蓄能器;其次,建立了起竖机构的数学模型,利用FLUENT软件仿真得到了辅助动力源的压力变化规律:最后,在Amesim软件中搭建了起竖系统的整体模型,并与Simulink软件进行联合仿真.仿真结果表明:使用CO_(2)相变产生的高能气体作为辅助动力源可大大提高起竖速度.

根据导弹总装生产线的需求，给出了导弹装配台架的结构设计方案，并对导弹装配架的可靠性、安全性及稳定性进行了设计计算。

依据某型导弹的性能要求、技术条件和试验大纲以及部队的实际情况，设计了导弹地面液压测试系统。 该设备是集液压、机械、电子于一体的机电液一体化控制系统，能够在地面完成对导弹的测试工作，保证导弹液压系统正常工作，且具有超压、超温保护和良好的自检性能，便于维护。