由于当今导弹设计出现长径比逐渐增大的趋势,气动伺服弹性问题引起设计工作者的重视,气动伺服弹性是由于大长径比导弹表面的非定常气动力、导弹结构弹性与飞行控制系统之间的耦合带来的影响。基于此,文中对导弹气动伺服弹性问题进行介绍,考虑导弹刚体运动与弹性体运动之间的耦合作用,推导由于弹性振动带来的附加气动力和力矩,并考虑了由于弹体变形引起的推力偏心问题,利用弹性体导弹动力学模型,对弹性体导弹的气动伺服弹性进行仿真分析,并得到相关结论。

对小型闭环比例气动舵机进行了分析,建立了完整的闭环比例气动舵机数学模型。建立的模型包括供气系统中的气瓶模型、减压阀模型、安全阀模型,闭环控制系统中的电磁铁模型、球阀放大器模型、气缸模型、曲柄和反馈电位计模型等。并对气动舵机仿真提出了初步研究,为下一阶段仿真研究提供了有效的借鉴。

为了探索旋转弹箭发生旋进、章动等运动现象时流场的变化,根据无控旋转弹所具有的二圆运动特性,建立了适用于CFD的描述刚体多轴角运动的表达式,结合非定常N-S方法,对Basic Finner作锥形运动的绕流场进行了数值模拟。结果表明在锥形运动中,随相位变化,弹体周期性的气动力出现改变,且角运动所引起的物面附近流动变化集中在尾部流动分离区域。当合攻角增大时,物面气动载荷随弹体相位变化出现的波动现象更具复杂性。

设计了一种基于脉冲推力/气动力控制的高速动能导弹复合控制系统。首先建立了滚转导弹的数学模型，然后对脉冲推力/气动力复合控制系统工作流程进行了描述，设计了脉冲发动机点火策略;最后通过仿真算例对复合控制方法进行了验证和分析。仿真结果表明:设计的复合控制系统能够有效降低滚转高速动能导弹的发射初始扰动，具有一定的应用价值。

为探究低后坐力武器喷管对后坐力的作用效力，建立了低后坐力武器喷管仿真模型，利用ANSYS FLUENT对不同燃气压力作用下的喷管流场进行数值模拟，获得了喷管型面阻力特性和推力特性，根据推力特性仿真结果探究了喷管结构参数对推力特性的影响。研究表明:低后坐力武器喷管在火药燃气开始作用瞬间推力急剧增大;在燃气作用初期由于膛内压力较大，火药燃气在喷管尾部形成低压区产生负推力;在燃气作用中后期，喷管推力呈现幅值较小的平稳变化。

为了研究安装鸭舵机构后迫弹的稳定性及修正弹相对于迫弹的气动变化,分别建立了普通迫弹及修正弹模型,并对两种弹丸进行气动与动力学联合仿真。仿真结果表明:修正弹具有足够的稳定储备量,修正弹的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数均大于迫弹,修正弹的射程相比迫弹减小,横偏增加。对修正弹的修正能力进行了研究,其修远和修近的能力为1. 84%和1. 9%,修左和修右的侧偏变化量为105 m和114 m。对迫弹弹道修正技术研究有一定的参考作用。

提出了一种可适用于中小型战术导弹的伺服弹性工程试验方法,选取导弹飞行特征点进行参数处理,开展开环和闭环试验,验证导弹飞行的稳定性。将该试验方法应用于某导弹,考核了控制系统与结构、气动的耦合性能,指导了导弹的总体设计,可提升武器的总体性能。

磁流变液保险机构是一种新型保险机构,影响其延期解除保险时间散布的因素众多,然而目前还未有人对其进行了综合分析。为此,通过理论分析,说明了磁流变液保险机构延期时间散布的原因,并对其进行了详细分析且说明了影响灵敏度。同时,针对一些影响因素,提出了相应的解决方案或建议,对磁流变液延期解除保险机构的设计及发展有一定的参考意义。

对航空液压泵采集振动信号进行研究,首先提出改进阈值函数的奇异值小波去噪法,该方法对信号进行奇异值分解,把噪声非均匀分布的信号正交分解成噪声相对均匀分布的分量,然后采用改进小波阈值去噪法对每个分量进行去噪,最后重构去噪后的分量得到去噪后信号。该方法克服了软、硬阈值的缺陷,不仅提高了信噪比而且能很好地消除高斯噪声,抑制阈值法去噪时导致的伪吉布斯现象。应用该方法对仿真信号和实测航空液压泵振动信号进行去噪处理,结果表明,该方法有效可行。

某隐形飞机内埋式武器在弹射过程中,系统质心变化、外流场剧烈扰动等可能会引起武器姿态偏离,导致机/弹碰撞,因此在弹射系统中设置了同步机构。为取得同步机构角度和长度最优值,通过动力学分析软件ADAMS对同步机构进行参数化建模,用OPTDES-SQP非线性二次规划算法对同步杆的角度和长度进行仿真研究。研究结果表明,同步机构最优值为A=91.13°,l11=l13=45.01mm,l9=3839.28mm,同步性能对A值变化最敏感,应以A值误差控制为主。