导弹调参规律设计中有关气动问题的探讨

阐述了回路调参与气动的关系；利用比较分析的方法，研究了某导弹动力系数和传递系数的变化情况，表明某导弹控制回路调参效果不佳并非气动问题所致；讨论了某导弹与定型弹气动特性的主要差别，提出了解决问题的技术途径。     

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。     

便携式红外寻的防空导弹——气动外形

结合本类导弹红外寻的、旋转弹体、单通道控制、筒式发射等特点及惯用的部位安排形式，讨论了采用鸭式“＋×”气动布局的原因，介绍了在气动外形设计时需要考虑的问题。     

导弹大攻角中的一个气动问题

首先提出了导弹大攻角中一个值得重视和深入研究的气动问题，即导弹“X字型”状态下M数2．0附近俯仰力矩存在较严重的非线性问题；接着对此问题进行了初步的分析和讨论。通过对十字翼轴对称导弹气动外形“ X”矛盾固有性的阐述，揭示了“ ”、“X”状态下全弹气动特性差异的主要原因；通过对“X字型”状态下M数2．0与M数3．0气动特性差别的分析，表明了M数2．0附近气动力非线性严重的几个主要影响因素；论述了mz非线性与导弹极限攻角的关系以及影响α*的主要因素，并提出增大α*的综合改进措施。     

超高速防空导弹结构防热技术

介绍了高超声速导弹结构防热技术的发展现状，根据新一代超高速防空导弹气动加热特征，讨论了防空导弹弹体结构，包括天线罩，弹身各舱段，弹翼和空气舵的结构热防护技术以及相关的热结构分析与试验技术。     

隐身技术在导弹中的应用

介绍隐身技术的发展概况和一些军事强国在隐身技术方面所取得的成果，着重讨论了导弹外形、气动布局与雷达隐身技术之间的关系，以及微波吸收材料在导弹中的应用，给出了构想的隐身导弹的外形图。     

一种基于当地流活塞理论的超音速导弹气动伺服弹性分析方法

运用当地流活塞理论计算导弹的非定常气动力，在状态空间内实现了气动弹性系统与控制系统的耦合，并进行了时域分析。对某典型导弹的气动伺服弹性问题算例，计算了不同马赫数、不同迎角以及不同的传感器安装位置对导弹气动伺服弹性特性的影响，同时考察了控制系统的引入对不同刚度弹体气动伺服弹性特性的影响。算例结果与理论分析相吻合，表明该方法能简便的对全机、全弹复杂外形的气动伺服弹性正问题进行高效准确的分析，在较大范围的马赫数和迎角内都能得到可靠的结果。     

导弹气动特性工程计算通用程序设计与研究

以三级以下弹箭常见的气动外形为计算模型，编制了气动特性工程计算通用程序（ADM系统），该软件适用于计算马赫数0～10、飞行攻角0～30°范围内多种火箭和导弹的气动参数。利用风洞实验数据详细检验了计算误差，除跨音速段外，升力、阻力系数计算误差分别小于3％和3．5％，压心系数误差小于1％。经过防雹火箭和探空火箭使用验证，该程序用于火箭设计是可靠的。     

地空导弹气动外形/总体参数一体化优化设计

地空导弹气动外形／总体参数一体化优化设计是导弹总体设计中的重要组成部分，本文选取导弹的发射重量和导弹在遭遇点处的可用过载为优化设计的评价指标，各项战术技术要求为优化设计的约束条件，利用外点罚函数法建立优化设计的综合目标函数，选取若干对导弹总体性能影响较大的导弹总体／气动外形参数为优化设计的设计变量，采用理论弹道计算用数学模型和气动力系数的半经验工程算法，建立优化设计的数学模型，寻优方法要用直接地优     

天线罩外形形线对天线罩性能的影响

比较和分析了不同天线平外形形线在不同长细比情况下对天线罩的电气性能和气动特性的影响。分析认为，在设计天线罩时，应根据导弹和天线罩的综合性能要求进行综合处理。     

自旋导弹飞行共振稳定性研究

弹体滚转时,结构不对称等因素会对导弹的角运动产生周期性的强迫干扰。针对自旋导弹飞行过程中的周期性干扰和非线性气动特性,建立了非线性弹体角运动模型。在此基础上,采用多尺度法对自旋导弹的受迫角运动方程进行了求解,得到了近似解析解并研究了其稳定性。研究表明,当弹体转动速率接近固有频率时,气动非线性项及干扰项都将影响弹体角运动的稳定性;分析结果显示,合理地设计气动外形可避免共振不稳定的发生,这对自旋类导弹的工程研制具有一定的指导性意义。     

国外地空导弹结构

在广泛收集国外地空导弹有关素材的基础上,对各类地空导弹的结构型式及所用结构材料作了介绍、分析和比较.根据地空导弹的结构特点,分析不可操纵弹翼和可操纵弹翼与弹身的连接型式.提出了导弹结构的发展主要在以下几个方面:结构型式、结构材料、气动加热问题、舱段间连接型式和弹翼与弹身的连接方式.     

某导弹小遥测系统遥测参数的分析与数据处理

根据某导弹战斗弹遥测系统的设计，论述了战斗弹遥测系统遥测参数的确定原则，对遥测参数在导弹习行靶试时所起的作用进行了分析，并给出了数据处理要求和处理形式。该战斗弹遥测系统采用FM／FM－FM遥测体制，现已成功地应用于某导弹的飞行试验。试验结果证明，对遥测数据的处理精度优于10，满足系统的使用要求。     

二次曲线截面弹身的气动设计及优化

非圆截面弹身外形飞行器是当前飞行器设计的一个重要发展方向。利用平面斜切圆锥获得的二次曲线可以构造圆、椭圆、抛物线及双曲线等典型的飞行器截面形状。采用模线设计方法并引入二次曲线形状控制参数，可以快速简便且精确地构造各种二次曲线弹身形状。发展了一套可以预估横截面为二次曲线的飞行器高超声速纵横向气动力工程计算方法。提出并建立了二次曲线截面弹身飞行器的优化设计模型，并利用相同的优化模型对圆截面、椭圆截面、双曲线截面及抛物线截面外形进行了优化。最后，对二次曲线截面弹身外形飞行器的气动特性进行了比较。     

脉冲多普勒旁瓣抑制引信回波信号仿真

分析了脉冲多普勒体制引信在导弹与目标交会时的交会状态，以及在弹目交会时引信需要获取的弹目相对速度、弹目相对距离等弹目相对信息及信号形式，然后介绍了在引信测试中用来模拟引信回波信号的仿真技术。该技术已经成功地应用于某战术导弹的研制和生产。     

鸭式布局旋转导弹气动特性研究

对鸭式布局旋转导弹气动特性研究进行了综述。介绍了旋转气动特性、鸭式布局气动特性,以及鸭式布局旋转气动特性的研究成果。鸭式布局旋转导弹的流场中包含丰富的涡系结构,其气动特性存在典型的非线性、非定常特点。数值计算和风洞试验表明,纵向气动特性随转速变化不大,用准定常理论可解决旋转弹纵向气动力计算问题;导弹的马格努斯效应随攻角变化呈现非线性变化趋势。定常和非定常数值计算研究表明,鸭式布局前升力面产生的非定常自由涡是影响导弹气动性能的关键。     

舵反操纵问题研究

多数战术导弹采用空气舵来产生稳定和控制导弹飞行所需要的力和力矩,通过舵面压力中心并作用在舵面上的气动力相对舵轴形成的铰链力矩是舵伺服系统的主要负载力矩,它是影响弹上控制系统及辅助能源装置性能、功率、重量和尺寸的一个主要因素.在导弹的气动外形及总体有关参数确定之后,铰链力矩大小与舵面转轴位置选择有关,当舵面压心位于转轴之后时,与偏转角     

旋转导弹Gurney襟翼尾翼气动特性研究

对某旋转导弹加装Gurney襟翼的尾翼气动特性进行了研究。基于该导弹气动外形,将产生滚转力矩的斜置尾翼改为加装Gurney襟翼的平置尾翼。建立了计算模型,不同外形、马赫数和攻角条件下的数值计算表明:增加Gurney襟翼的尾翼增加了导弹的滚转力矩,同时也增大了阻力,降低了升阻比。合理选择Gurney襟翼的偏折展弦长和偏折角度,可在保证升阻比和全弹压心变化不大的条件下,改善导弹亚跨段转速特性。风洞试验结果验证了数值计算结果的正确性。     

轮式自行导弹发射装置中后桥锁紧机构

简要介绍三桥汽车底盘的中后桥锁紧机构在轮式自行导弹发射装置上的作用，叙述了中后桥锁紧机构对导弹发射装置的必要性和中后桥锁紧机构的设计原则，并介绍气动机械式中后桥锁紧机构的结构形式和对在此机构中的吊钩间隙进行分析。     

考虑变形影响的棱台式柔性外形气动力/热环境研究

文章首先根据机械可展开式再入/进入技术的结构形式建立了棱台式柔性外形简化模型;然后通过流-固耦合分析研究了该外形在气动力作用下的变形规律,获取其迎风面具有"下凹"的变形特征;并根据该变形特征修正了气动面模型,应用修正后的模型再分析,得出了气动力和气动热沿径向分布及气动热随时间变化的规律。研究发现:考虑变形影响的棱台式柔性外形在棱边附近处出现了气动力/热集中现象,全流域气动热环境变化趋势与刚性回转体外形基本一致。此研究结果不仅可为机械可展开式再入/进入技术的气动力/热特性研究奠定基础,还能为其他柔性外形的气动研究提供借鉴。