俄罗斯国家导弹中心的振动冲击试验系统

俄罗斯马克耶夫国家导弹中心是俄罗斯潜射导弹的主要研制单位,承担着俄罗斯潜射导弹的研制任务,在潜射导弹研究方面具有成熟的技术和丰富的经验。该中心的的试验场地可以进行火箭/航天器在所有应用条件下的全尺寸试验。其中振动冲击试验系统用于确定航天产品在运输和飞行环境及冲击负载条件（包括级分离时的作用条件）下的承载能力,同时用来检查产品的精确度和工作性能;     

带有连接结构的导弹动特性试验研究方法

导弹的头体连接对导弹的整体结构动力学特性会产生很大的影响,这种结构会呈现较强的非线性特征,其动特性参数会随着外界载荷和振动量级的变化而变化,而该参数又是飞行稳定控制系统设计的重要依据。因此,为了考察和评定带有间隙结构的导弹动特性参数随载荷和振动量级变化的情况,本文阐述了一种不同于以往导弹全弹结构动特性试验的新的试验思路-加载试验方法和变量级试验方法,针对一个具体的导弹型号,给出了典型载荷的加载实现方式,最后还给出了试验结果并对结果进行了原理性的解释。通过本文的研究表明,本文提出的试验方法在今后的导弹型号研制当中是十分必要和可行的。该方法也可推广到其他类似的民用结构的应用当中。     

俄罗斯的典型温度强度试验大厅

莫斯科中央机械研究院是俄罗斯航天领域的最主要试验单位之一,负责导弹航天产品的综合研制试验。它在热试验领域尤其具有较强的试验能力,既可以利用风洞、高频等离子加速器、电弧装置、热试验台进行产品的热交换、热防护、耐热、热状态和气动热试验等各种热试验,也可利用专门的温度强度大厅进行热静力试验和低温-静力试验。     

基于半实物仿真的导弹批验收试验方法

针对传统"飞了买"批验收方法效费比较低的问题,提出一种基于半实物仿真的导弹批验收试验方法。首先进行导弹试验准备,对原有的抽样方法进行了改进;其次将导弹部件与仿真设备相连接,进而依照工作时序开展仿真试验;最后对仿真结果进行评定,以决定是否接收该批导弹。由于采用半实物仿真无需发射和破坏被试验导弹,因而可以节约大量成本;同时,采用半实物仿真可以测试导弹在不同战场环境下的作战效能,具有"飞了买"验收方法无可比拟的优势。试验结果证明了该方法的有效性。     

旋转导弹风洞动态测力试验技术研究

常规风洞静态气动力测量技术无法得到旋转导弹的非定常气动特性数据,需要研究在风洞中模拟旋转导弹运动特征以及对气动力实现动态测量的试验技术。在1.2 m量级超声速风洞中,研究了大长细比导弹模型旋转运动主动控制技术以及与旋转运动对应的动态测量试验技术。采用旋转导弹模型（长细比为20）对建立的试验技术进行了风洞试验验证。结果表明:采用微型驱动系统并对旋转组件与导弹模型进行一体化设计,可以对大长细比导弹模型转速进行稳定控制;建立的风洞动态测力试验技术可以对导弹模型旋转运动下的动态数据进行测量,试验数据重复性精度良好。     

海防导弹的振动模态试验

多年来,海防导弹的振功模态试验不仅广泛地应用正弦激振方法,同时还成功地把多点脉冲激振方法运用于大型复杂的导弹结构,这在国内尚属首次,突破了目前国内仅能把脉冲激振用于中小型结构状态。本文从理论到试验、定性定量地分析了我们的试验中所出现的各种现象,将其归纳分类,并给出了分析问题的方法,进而使我们找到海防导弹结构形式、导弹内部成件和外部部件等与振动形态之间的关系,由此我们可概括出海防导弹可能产生的几种振动形式,从而可使我们在结构设计之初和模态试验之前就可预示该结构的振动形态;文中阐述了结构质量和刚度对固有振动特性的影响紧紧依赖于结构振动形态这一重要关系,为此可利用这一特点来达到各种技术要求;我们也可从振动形态的分析中来检验结构设计的合理性。所以本文可指导结构设计人员如何根据振动要求和结构振动特性进行结构设计、再设计和结构优化。     

导弹模型水下发射动响应测试研究

本文考虑导弹水下发射的力学环境条件，给出了导弹模型水下点火动响应测试试验原理与实现方法。并基于某导弹比模型进行了实际测试，取得了导弹模型水下发射时发动机推力以及相应的结构壳体应变量等参数。结果对一类潜射导弹结构强度总体设计有指导意义。     

导弹发射装置的总体设计方法(英文)

提出了一套新型导弹发射装置的总体设计方法 ,对其中的重要问题加以讨论并指导新型导弹发射装置的研制 ,为新型导弹发射装置的设计提供依据。导弹发射装置总体设计涉及的内容包括 :导弹发射装置技术指标的分配 ,国外引进的导弹发射装置的实体建模、气压传动装置的设计、弹射机构装置的设计、导弹发射装置的可靠性预测及导弹发射装置的实验研究。本文将就这几个问题展开深入研究。     

一种高亚音速弹用S弯进气道设计及其特性

针对导弹进气道的结构特点，在前人的工作基础上总结出一种适合导弹使用的大偏距、短扩压S弯进气道的设计方法。该方法通过变更中心线、面积规律、唇口形状和喉道位置等参数完成进气道的设计。应用本文中使用的S弯进气道的数学描述方法，可以方便地完成S弯进气道的几何造型工作，实现此类导弹用S弯进气道的参数化设计，生成的造型数据也可以为CFD和CAM使用。此外，作为验证，文中应用此方法设计了一个椭圆进口的S弯进气道，并进行了模型的风洞实验。实验结果表明，使用本文方法设计的弹用S弯进气道可以达到较好的气动性能，能够满足应用需要。     

导弹发射车模型组合结构动力学试验与分析

本文通过对导弹发射车组合结构的动特性分析，试图探索一套针对大型复杂结构的组合结构动力学试验与分析技术。即以部件有限元动态分析和部件试验模态为基础进行部件试验／分析联合建模，在得到相对精确的部件数学模型后，以实用完备模态空间技术进行自由界面组合结构动特性分析。本文以导弹发射车组合结构为应用实例，验证了所提方法的正确性和有效性。     

静不稳定倾斜转弯导弹飞控系统的设计与分析

本文给出了烦斜转弯(BTT)导弹简化的数学模型,研究了BTT导弹大攻角,强耦合和非线性的特点,分析了航向静不稳定弹体的气动特性,应用经典控制理论,提出了这类导弹飞控系统的设计方法和设计目标。在设计初期,暂不考虑交叉耦合作用,三通道独立设计,同时通过侧滑角反馈使航向静稳定。本文通过协调控制技术减小三通道的交叉耦合作用,提出了三种协调控制方法。最后,本文以某型BTT-90导弹为对象,给出了整个飞控系统的设计过程,进行了非线性数字仿真。仿真结果表明,设计达到了预期的目标。     

第三方可靠性试验与评估的尝试及探讨

依托独立第三方进行海军导弹研制过程中的可靠性试验与评估,是一种有效手段。通过分析国内外武器装备第三方复核与评估的发展现状,阐述了第三方专业机构承担可靠性试验的优点,以及在海军导弹研制中进一步推行的可行性。     

燃气发生器喷喉面积对导弹发射动力的影响

为提高潜艇的快速反应能力，必须使潜艇具备导弹变深度发射能力，则导弹发射系统就必须提供能量可变的发射动力。根据发射系统内弹道计算模型，针时燃气发生器喷喉面积对导弹发射动力的影响进行导弹运动参数、内弹道性能的计算与分析。在发射筒构造诸元和装填条件确定时．当燃气发生器喷喉面积在一定范围变化，导弹运动加速度、出筒速度以及燃气工质的做功能力发生相应改变。因此提出在喷管内设有一调节锥，通过改变调节锥的轴向位置来控制喷喉面积，以实现有限度的可调发射动力，并给出时应于某发射深度范围的喷喉面积调节范围。研究结果表明．通过控制燃气发生器喷喉面积，使潜射导弹发射动力得到有效调节，从而在理论上能实现导弹变深度发射。     

导弹天线罩静热联合试验及其热强度分析

本文介绍了导弹天线罩地面模拟试验的技术与方法，并采用有限元法求解某型号天线罩结构在热流与机械载荷的作用下，结构内部随时间变化的温度场及应力场。计算时主要是依据模拟试验中所施加的边界条件和载荷条件进行的。     

底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用

采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响，并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上，结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计，采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强，并进行了风洞实验验证。数值模拟发现，研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果，但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加，而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明，“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数，使全弹阻力系数下降2％～3％。     

导弹复合材料立尾的动力特性分析

对Ｈｅｌｌｉｎｇｅｒ－Ｒｅｉｓｓｎｅｒ变分原理进行了详尽论述。依据该变分原理推导了基于折线假设的复合材料层板元素的刚度矩阵，复合材料面板蜂窝夹芯元素的刚度矩阵。在形成元素刚度矩阵时，在子域一极求逆节省大量机时。介绍了动力特性的分析和试验方法。运用Ｈ－Ｒ元素计算了导弹复合材料立尾的动力持性，取得了满意的结果。     

导弹大偏角舵面铰链力矩试验技术研究

导弹大偏角舵面铰链力矩试验技术研究是在同一外形上采用两种不同的方案分别在０．６米×０．６米和１．２米×１．２米风洞进行的．结果表明，采用横轴式天平和纵轴式天平均能获得满意的试验结果．采用纵轴式天平时，必须作出本文提到的改进才能简化天平，提高数据的准确度，增加天平的抗冲击能力，并便于同时采用多台天平测力以提高风洞的试验效率和节省试验经费。     

发射井内导弹悬挂系统减振性能研究

为研究井下导弹不同悬挂方式的工作特性及其性能差异,实现悬挂系统的优化设计,以俄罗斯SS-18导弹及发射平台为研究对象,基于有限元分析软件ABAQUS对四种典型井下导弹悬挂系统建立了动力学仿真分析模型,研究爆炸地冲击载荷来袭时导弹和发射筒的动态响应,并对比四种典型悬挂方式的减振效果。研究结果表明,四种悬挂方式对地冲击有不同的减振效果,差别明显,其中下支承式悬挂方式有最好的减振性能,斜吊式会使加速度峰值上升,笼式悬挂方式的晃动控制效果较差,摆式悬挂方式的减振效果相对最差,且无法完全复位。该研究可为井下导弹悬挂系统的选型和优化设计提供参考。     

可靠性最后增长模型的统计分析方法

文献[1]结合导弹研制的实际情况,提出了成败型可靠性最后增长模型。本文进一步给出了指数分布和三项分布可靠性最后增长模型的Bayes统计推断方法,导出了最末阶段可靠性Bayes限的精确解和近似解,并讨论了联合验前密度中参数的选取和假设检验问题。     

潜射导弹级间段密封圈动态密封性能模拟试验方法

根据潜射导弹级间段密封圈在出水过程中的动态变形参数设计了一套模拟试验件和加载、加水及测量装置,采用摆锤冲击加载方式和裂纹动态张开位移测量方法再现了密封圈在导弹出水过程中的使用条件,证明密封圈在规定的开缝宽度、开缝时间和弹体内外压差的使用环境下能够保证防水和密封效果。利用两自由度冲击响应模型分析了试验的动响应曲线,给出了试验系统模态参数的识别结果。