导弹翼面结构摄动矩阵法可靠性设计研究

给出了导弹翼面结构可靠性预测与可靠性设计的随机有限元摄动矩阵法的基本原理与算式；提出对翼面壁板厚度作可靠性设计的思路，并用ＦＯＲＴＲＡＮ语言编制了可在微机上运行的计算机程序。试算表明：由本文方法得到的结果与试验数据的统计分析结果十分一致。本文的方法可以应用于常用的战术导弹翼面结构的可靠性预测与可靠性设计。     

导弹翼面随机有限元法及程序研究

讨论两种应用于导弹翼面结构的随机有限元法及其计算程序，试算表明，本方法与程序可适用导弹翼面结构的可靠性预测与可靠性设计。     

翼面隐身结构在飞航导弹模型上的数值仿真研究

隐身结构是指由蒙皮和多种内部材料组成的、能满足承载要求、并具有明显降低雷达散射截面的结构。目的是探讨在常规布局飞航导弹上采用隐身结构的效果。以某常规布局飞航导弹模型为背景，设计出两种翼面隐身结构方案，并将这两种翼面隐身结构方案分别应用于飞航导弹模型的弹翼。应用时域有限差分法（FD-TD法）建立了飞航导弹模型电磁散射数值模型。通过数值仿真手段，计算、比较和分析了含有翼面隐身结构的飞航导弹和普通全金属飞航导弹的RCS值。数值仿真结果显示，与普通飞航导弹相比，这两种翼面隐身结构在许多方位上均能有效降低飞航导弹的RCS值。     

导弹弹翼固有模态分析

利用ANSYS结构分析软件对某导弹弹翼进行了固有模态分析。给出了弹翼前六阶固有频率以及对应振型的计算结果；研究了弹翼辅助接头位置变化对固有模态的影响，对后续型号翼面结构优化设计及模态试验具有重要参考价值。     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

高超声速导弹多场耦合仿真

为准确预测高超声速导弹气动力与气动热环境，采用分区求解方法，实现气动力/热/结构多场耦合计算，并通过与试验值对比确立了耦合仿真方法的有效性。建立大长细比高超声速导弹仿真计算模型，对导弹弹体结构变形、温度场和压力场进行了数值模拟。仿真结果表明：弹体结构随着攻角增加发生轴向拉伸和横向弯曲；拉伸变形主要由气动热引起，弯曲变形主要由气动力引起；导弹头部气动热与气动力载荷大；耦合效应随着导弹攻角增加更加明显，造成导弹气动热力学环境更加严酷。     

某型导弹舱段连接结构强度可靠性灵敏度分析

研究了某型导弹舱段连接结构强度的可靠性.为进行可靠性分析,首先采用非线性接触有限元法对螺钉连接舱段结构进行确定性分析,以校核结构的强度是否满足设计要求；其次,考虑了加工、设计公差造成实际尺寸的分散性,将螺钉位置和舱段厚度作为随机变量,结合确定性分析方法,引入四阶矩法对舱段连接结构进行了强度可靠性分析以及随机变量灵敏度分...     

减小导弹超声速大攻角斜吹力矩的边条布局及其原理分析

针对正常式布局导弹外形,在保证其它气动性能不变的情况下,提出了一种减小超声速大攻角情况下斜吹力矩的边条布局,使该类导弹在大攻角下实现极高机动能力成为可能。以计算流体力学为主要手段,分析了此种边条布局减小斜吹力矩的作用原理,即边条对翼面局部流场的干扰影响了翼面压力的分布与大小,从而使得翼面的滚动力矩降低。
     

法国研制隐身巡航导弹

法国研制隐身巡航导弹法国马特拉公司已开始设计和研究下一代高超音速隐身攻击导弹，并正在进行凤洞模型试验。这种导弹采用冲压式喷气发动机作为主航发动机，固体发动机作为助推器。其前弹体具有明显的边条，弹头与扁平的翼面融为一体。冲压式喷气发动机的进气口安装在弹...     

防空导弹武器系统可靠性设计要求

为满足现代防空导弹武器系统全寿命周期的高可靠性，从工程应用角度讨论了防空导弹武器系统可靠性设计要求，具体涉及到总体设计、元器件使用、降额设计、容错设计冗余设计、热设计、简化电路设计、提高接点可靠性设计、机械结构可靠性设计和完全性设计等诸方面问题。     

导弹折叠翼展开机构运动功能可靠性分析

通过建立等效动力模型得出导弹弹翼展开机构的运动规律，进而对弹翼展开机构进行动态静力分析。针对某型飞航导弹的折叠弹翼展开过程，对机构运动功能可靠性进行了较为全面的探讨和研究。该方法可用于 飞行器分离机构，展开机构和折叠机构等的可靠性分析。     

导弹折叠翼展开机构的可靠性定性分析

通过对导弹折叠翼展开机构的分析得出了可靠性分析模型。针对某型飞航导弹的折叠翼展开过程，运用失效模式和影响分析（FMEA）的原理，对导弹折叠展开机的可靠性进行了较为全面的探讨和研究，得出了导弹折叠展开机构可靠性分析的各种故障模式，以便对全弹结构的可靠性进行定量分析。     

可变形翼导弹动态气动特性的仿真研究

导弹发射后,飞行高度从近地面到高空域,气压、温度变化巨大,同时飞行马赫数也从低速到超声速、高超声速。在不同飞行阶段稳定性能和升阻比需求不同,对导弹气动性能要求不同。固定外形导弹的气动性能难以适用于不同的飞行任务,而可变形翼导弹通过改变翼面的形状,实现外形上的变化,从而适应不同的作战环境。通过分析可变形收缩弹翼不同收缩速度(快速、中速、慢速3种状态)的气动性能,研究了导弹气动性能随弹翼收缩速度变化的规律,揭示了升力系数和阻力系数随弹翼的收缩速率的线性变化特征。同时还分析了变形前后导弹附近流场的压强、速度和温度的变化,以及这些物理量对导弹的影响。结果表明,伸缩翼改变了翼面面积和展弦比,弹翼伸长时具有高升阻力,适合亚声速巡航,弹翼收缩可以减小高马赫数飞行时阻力,提高导弹射程。     

大气层内导弹侧向喷流干扰流场的数值模拟

采用3阶的WENO格式计算了大气层内带有侧向喷流的超声速导弹绕流流场。计算显示了喷流和绕流干扰的流动结构。喷流上游的高压区域包络弹体,与喷流下游的低压区域一起削弱了喷流产生的侧向力。在文中计算条件下,喷流放大因子小于1,并形成了较小的俯仰力矩。     

一种新的基于姿态四元数匹配的传递对准方法

设计了一种新的姿态四元数匹配传递对准方法,并以载机姿态四元数与弹体姿态四元数的四元数乘积作为量测量,推导了姿态四元数匹配量测方程。通过理论分析,得出了载机平台失准角、弹体平台失准角、弹体安装误差角和机翼颤振变形角为小量的情况下,这些量与量测量之间的关系。推导了传统的姿态角匹配传递对准方法量测方程,与之相比,姿态四元数匹配量测方法明显降低了计算量,并分别对两种姿态匹配方法进行了仿真,仿真结果表明：新的姿态四元数匹配方法与传统姿态匹配传递对准方法具有相同的精度。     

导弹密封皮碗的可靠寿命试验与评估

对某型号导弹密封系统所用的橡胶材料进行了加速老化试验，通过分析给出贮存可靠及可靠寿命等性能指标随时间、温度的变化规律。并引进随温度变化的失效率与加速系数，来研究材料对贮存温度的敏感性，从而为确定最佳贮存温度提供依据。