导弹延寿方法的研究

介绍了在导弹延寿中采用统计分析与工程分析的具体方法,得出导弹的贮存寿命上限,找出影响贮存寿命的薄弱环节,从而制定出对导弹进行延寿的具体措施和采取延寿的时间的一套方法.     

海防导弹发动机装置延寿试验

叙述了海防导弹液体火箭发动机的延寿试验过程。提出延寿试验的目的、意义和具体步骤。通过试验和检查,取得了大量的试验数据,找出了发动机装置的薄弱环节,采取延寿措施,使超期发动机装置延长使用期限。     

某型液浮速率陀螺延寿研究

针对某型飞机液浮速率陀螺延寿技术进行研究与实践,采用理论分析、数据统计及工程实践等方法,论证了超期液浮速率陀螺可延寿使用,并得出该型液浮速率陀螺可由原设计规定的200h使用寿命延至1500h使用的结论。     

基于退化失效与突发失效竞争的导弹剩余寿命预测

为了提高导弹剩余寿命预测结果的准确性,本文综合利用导弹的性能退化数据和突发失效时间数据,提出了基于退化失效和突发失效竞争的剩余寿命预测方法。在引入状态空间模型评估出整弹退化程度的基础上,采用Gamma过程建立退化失效模型;在假定突发失效概率与整弹性能退化程度相关的前提下,采用Weibull分布建立突发失效模型;进而建立退化失效与突发失效竞争模式下的导弹可靠度模型。案例应用证明了所提方法的有效性,对准确预测导弹剩余寿命,有效开展视情维修具有一定的工程价值。     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。     

先进战斗机寿命设计与延寿技术发展综述

轻质长寿命一直是飞机结构强度设计所追求的目标,也是一代又一代结构强度工作者所面临的永恒主题。随着国内外航空工业的发展、疲劳设计理论以及现役飞机延寿工程的开展,飞机寿命设计与延寿技术取得了快速发展。本文从20世纪60年代飞机设计中引入疲劳设计开始,以疲劳设计准则的发展为主线,对分散系数的确定、载荷谱编制技术、飞机寿命设计与延寿技术、日历寿命评定、单机寿命监控等技术的形成与发展进行综合论述。有成功的经验,也有失败的教训,从实践中发展出疲劳设计的理论体系、分析方法与规范标准,带来了飞机设计寿命指标的不断提升,保障服役飞机的飞行使用安全。提出耐久性/损伤容限设计思想是目前及未来飞机长寿命设计及延寿的主要设计思想,全尺寸耐久性/损伤容限试验是飞机定寿、延寿最主要的技术途径,结构细节设计、耐久性预防性修理以及单机寿命监控也是确保长寿命设计指标实现和现役飞机延寿成功不可或缺的技术手段。     

导弹到期火工品处理方法

国内外对导弹到期火工品的处理方法大多是直接销毁,没有使军费使用的效费比达到最大.文章结合导弹火工品特点,分别针对已知与未知结构和技术参数的火工品提出了寿命期内检测与到服役期后的处理方法,给出了延寿的具体措施和参考年限.这些工作既可以积累火工品的基本数据,又可以为其他类型导弹火工品到期处理方法提供依据,具有重要的参考意义...     

超期贮存发动机固体推进剂能量特性试验研究

固体推进剂的老化,会使其燃速、爆热值下降,势必会影响固体火箭发动机的内弹道性能,从而影响导弹的正常飞行。文中介绍了通过3台超期贮存的某型固体发动机的解剖,并对其推进剂的燃速和爆热进行了试验测定;根据试验数据,对该型超期固体发动机进行了内弹道仿真及相关计算,得到了不同贮存期发动机的比冲和推力,为正确评估该型发动机服役寿命提供了参考数据。     

导弹飞行安全区确定

对导弹飞行安全区进行了确切定义,分别对正常飞行弹安全区和故障飞行弹安全区进行了定量研究。在研究故障弹安全区时,从对导弹飞行安全产生的最终效果出发,对各种故障进行了科学分类,并建立了各类故障的故障方程,进而给出了导弹飞行安全区的计算模型和方法,这些模型和方法不仅符合故障飞行的物理背景,而且工程计算简单可靠。     

可变形翼战术导弹气动特性研究

为进一步拓宽现有战术导弹的性能包线,通过工程估算及实验数据校核,分析了一类典型轴对称基准弹的纵向气动特性.然后,分别针对变后掠角弹翼与变翼展弹翼,研究了这两种可变形翼导弹的升力、阻力及静稳定度特性,揭示了弹翼变形对全弹气动特性的影响机理.最后,根据不同变形方式的气动计算结果,提出一种可在导弹飞行过程中同时改善其升力及阻...     

基于成败试验的导弹贮存可靠性Bayes分析模型

针对传统导弹贮存可靠性分析方法的缺点, 提出了一种Bayes分析模型.这种模型以狄氏分布为先验分布, 综合利用了历史信息和专家信息, 结合导弹检测时间段的成败试验数据, 给出了各检测时间段可靠性的联合后验分布, 然后利用Gibbs抽样算法进行后验推断, 得到了各阶段可靠性的Bayes估计和区间估计.此外, 基于当前试验数据, 利用这种模型以预测未来导弹贮存可靠性.算例表明这种Bayes模型参数含义清楚, 利于工程应用.      

基于实测数据的舰载导弹固体火箭发动机环境温度方程的研究

为了有效解决目前舰载导弹固体火箭发动机缺乏适用的环境温度方程问题,从而为舰载导弹固体火箭发动机的应力应变计算、累积损伤分析、寿命评估、可靠性分析、药柱结构完整性分析等提供所需的环境温度数据,文章利用温度测量装置采集了舰载导弹固体火箭发动机舰面值班时的环境温度数据,通过对实测环境温度数据的分析研究,找出了该环境温度的变化规律和特点,并以此为基础提出了一种适合舰载导弹固体火箭发动机的环境温度方程。     

基于可靠度预测模型的导弹贮存寿命分析方法

针对导弹在进入正常贮存周期前经历状态不详的情况,论文基于导弹贮存可靠度预测模型,提出了一种贮存时间投影估计方法,获得了贮存时间这一关键参数,为进行贮存寿命分析奠定了基础。     

评估导弹命中精度的一种工程实用方法

提供了一种工程适用的用贝叶斯方法评估导弹命中精度完整的数学模型。利用导弹飞行试验前制导器件误差标定的信息和飞行试验误差分离的信息，综合确定导弹落点偏差验前信息。最后给出了对某型导弹评估的算例，结果表明：本文方法既保证了验前信息的准确性和可靠性，又保证了用贝叶斯方法评估导弹命中精度的精确性和可靠性。     

某导弹与适配器分离动作可靠性分析计算

 在适配器与某导弹弹体分离过程的受力分析的基础上,建立了适配器分离动力学和运动学方程;在进行影响适配器分离可靠性随机因素分析的基础上,对随机因素进行了简化,同时根据某导弹的研制要求确定了分离动作故障判据,并相应建立了功能函数;最后,应用响应面法与一次二阶矩法相结合计算某导弹与适配器分离动作可靠度,并且编制了相应的计算软件。     

舰空导弹贮存可靠性分配与预计方法研究

基于舰空导弹武器系统的可靠性特征,设计了型号总体贮存可靠性分配与预计的工作流程.针对舰空导弹及各分系统不同的可靠性结构,提出了运用不同的方法或方法组合进行可靠性分配与预计的策略.以某型舰空导弹动力分系统为例,在分析其可靠性基础上,建立了可靠性模型和故障树模型;对该分系统进行了可靠性分配和预计,获得了该分系统设备、组件的...     

自寻的导弹攻击机动目标的最优制导规律的研究及实现

提出一种适用于红外和雷达自寻的制导导弹的适应性强、制导精度高、易实现的最优制导规律。为解决工程实现的关键问题,提出了目标机动加速度模型。根据该模型并利用导弹导引头的AGC信号或雷达测距信号,给出了目标机动加速度、导弹与目标相对距离和距离变化率的估计算法。     

弹用发动机起动电气系统设计技术研究

依据弹用发动机独特的设计准则,突出一次性使用发动机短寿命、低成本的要求,充分利用国内已有技术基础,对某弹用涡扇发动机起动电气系统设计技术进行了较为系统的研究.制定的起动控制方案和起动控制箱等关键附件的设计方案有效可行,突破了弹用发动机制式起动的关键技术.同时,还充分考虑了系统的电磁兼容性和可靠性,提高了系统的抗干扰能力...     

导弹武器预研阶段可靠性预计方法

介绍了可靠性预计的概念、作用和方法,阐述了导弹预研阶段可靠性预计的重要性。讨论了预研阶段预计导弹可靠性的步骤和选取方法的原则。     

反导导弹垂直发射初段控制设计初探

以国外某先进反导导弹为研究对象，探讨了反导导弹在空气动力舵快速响应及较高出速速度条件下，快速准确地完成初始段转弯，瞄准任务的垂直发射技术的理论与工程方法，提出了一种基于轨道控制力理论的反导导弹垂直发射初段控制最优化方法及一种在工程上较为实用的导弹飞行冲角变化函数，此外，还提出了一种跨音速S状程序转弯飞行的新方法。