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。

为实现对导弹天线罩这类薄壁复杂回转体进行测量，研制了导弹天线罩几何参数测量仪。就测量数据的误差处理，探讨了应用鞍点规划的方法对天线罩廓形误差进行评定，给出了评定的线性鞍点规划模型，评定的最小条件，以及具体的操作方法。

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。

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。

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。

基于三维内转进气道开展高超声速导弹气动布局研究,重点针对曲锥弹身开展了颌下进气与两侧进气两种气动布局研究。数值仿真结果表明,颌下进气布局在特定的攻角下利用弹身前体预压缩效果,具有较高的进气道性能。两侧进气布局无法有效利用前体的预压缩效果,较难构造高性能的内部流场,但能够利用进气道产生升力,使全弹具有较好的气动特性。此外,两侧进气布局具有更小的攻角敏感性,在攻角变化过程中,整体性能变化较小。因此,颌下进气布局适用于单点巡航的导弹设计,两侧进气布局适用于攻角变化范围要求高的导弹设计。

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。

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.

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...

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。