固体火箭发动机燃烧室和喷管热防护安全限设计系统

随着固体推进技术的发展，越来越多的战术导弹采用了单室双推力固体火箭发动机，燃烧室和喷管的受热情况严重，必须对其进行深入研究，以保证发动机可靠工作。文中对此建立了集药柱几何计算、内流场、传热与烧蚀于一体的计算系统，并形成了成熟的软件，对一具体算例进行了绝热结构和烧蚀结构防护层的安全厚度设计，与工程实际应用厚度的比较表明，此系统用于工程中方便可靠。     

空空导弹吊挂疲劳寿命分析

针对空空导弹吊挂在挂飞过程中承受多种复杂多变的载荷(如挂飞振动载荷、机动抖振载荷、起飞着陆冲击载荷等)产生的疲劳破坏问题,研究利用仿真计算其疲劳寿命。在总结国内外最新疲劳理论研究的基础上,提出了基于有限元的时域和频域相结合的疲劳分析方法,在空空导弹吊挂的疲劳研究上形成了一套较为完善的分析流程。以某型空空导弹吊挂为研究对象,对其结构及工况特点进行了探讨和分析,借助Msc.Fatigue软件平台建立了吊挂的疲劳损伤模型,结合S-N曲线,计算出其疲劳损伤及其疲劳寿命,并总结出吊挂疲劳寿命的主要影响因素,对具体的型号研制工作有一定的指导意义和工程应用价值。     

基于KBE的导弹结构快速设计系统的研究与开发

武器装备的快速性设计和优化是提升自主创新的重要手段.导弹结构快速设计系统是针对导弹结构设计复杂性和反复性的特点,基于KBE的理念,借助UG平台,融入设计规则和经验教训的设计平台.通过该平台的开发,实现了导弹结构的自动式建模和自导式建模,以及对模型的分析计算,生成可脱离该系统进行单独修改设计的导弹各舱段的知识特征模型,从而满足了快速性和重复优化设计的需要,大大提高了设计的效率.     

推力矢量发动机燃气舵气动特性设计

结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要。该方法为今后燃气舵气动特性的进一步研究可提供必要的手段。     

一种测试导弹挂飞载荷的新方法

针对导弹研制过程中挂飞载荷难以确定的现状,提出导弹挂飞载荷的一种新的测试方法.挂飞测力试验方法以天平测量技术为依托,可直接测出导弹在挂飞过程中的吊挂载荷、舵面气动载荷等,同时可对风洞试验结果和理论计算结果进行有效评估,为确定吊挂强度和舵面气动载荷等问题提供了一种直接、准确的解决方法.     

新型推力矢量燃气舵抛离技术研究

本文针对燃气舵推力矢量存在的问题进行了抛离技术研究.在研究中采用新型技术实现燃气舵的抛离方案:即利用发动机尾流燃气的压力作为锁止力,利用弹性元件的动力作为驱动,实现燃气舵的抛离.通过调整弹性系数和预紧力,可以实现对抛离时机的自动控制.     

高强度钛合金导弹舵翼面设计制造技术

导弹舵翼面是弹体主要承力部件之一,其表面积比较小,厚度比较簿.结构设计要求其具有良好的气动性能、质量小、承载大,同时必须保证具有良好的强度和刚度,在各种使用环境下正常工作,而且结构简单,工艺性好,使用、维护方便[1]. 钛及钛合金具有密度小、比强度高、耐腐蚀性好和热强性高的特点,有利于降低飞行器的结构重量,提高飞行器的结构效率.目前常用的重量轻、强度高、空心结构的钛合金舵翼面主要采用的形式有超塑成形/扩散连接结构和机械加工/扩散焊接结构.     

导弹伺服系统模态特性分析研究

伺服系统模态特性分析在导弹研制过程中是一项重要的内容,是解决颤振问题的一项重要技术,而伺服系统结构刚性不足时,结构可能出现颤振现象,造成无法挽回的损失.本文针对此问题,从影响模态特性的因素入手,分析提出了控制伺服系统模态特性的措施,并通过试验验证了控制措施的有效性.