工程设计初期,控制系统设计人员需要对气动特性进行快速分析,判定导弹能否满足制导控制系统的性能要求。文中以常见的几种横滚控制结构为基础,分析了横向静稳定性对控制系统的影响,并给出了控制系统最大稳定边界的计算方法。该方法物理概念清楚,计算简单,经数字仿真验证,所得到的飞行攻角边界值准确,可用于对气动外形和控制系统性能的评估。
将无量纲及归一化方法引入对角噪声及闪烁噪声接入的比例导引系统的简化分析中。并结合统计学的方法——伴随法来简化系统并分析脫靶量的统计学特征。得到了角噪声与闪烁噪声接入比例导引系统后,不同参数对脱靶量的统计学上的精确的影响。为制导律的设计提供了理论依据。
为解决飞行/推进综合控制的多变量耦合控制问题,提出了采用自抗扰控制技术的方法。分别对速度控制回路和高度控制回路进行自抗扰控制器设计,将回路间的耦合作为扰动进行估计并抑制。速度控制回路使用二阶线性扩张状态观测器。高度控制回路采用俯仰角和高度内外回路控制,分别使用三阶线性扩张状态观测器。采用带宽来确定状态观测器的参数。仿真结果表明设计的控制器消除了高度和速度通道之间的耦合,具有一定的抗噪声干扰能力。
针对红外制导空空导弹导引头瞬时视场角小、对目标发现概率低的问题,提出了导引头预定回路模糊PID双模控制方案。首先对导引头伺服系统工作原理进行分析,建立其预定回路模型;其次,对预定回路分别采用常规PID控制和模糊PID控制进行了仿真对比分析;最后给出了预定回路的模糊PID双模控制模型,并进行了仿真验证,结果表明该方案能有效改善导引头动态性能,提高发现概率。
为提高离散趋近律的趋近速率和收敛性能,提出一种基于自适应趋近律的改进离散时间滑模趋近律,应用该方法设计的变结构控制系统比自适应趋近律趋向滑模面的速率更快,其原点的稳定性和系统的平稳性相比较也得到更好的效果,通过仿真对此进行了验证。
通过对被动微波与红外成像复合导引头在交班时存在对同一目标跟踪点不一致问题的研究,分析出其对同一目标跟踪点不一致的原因。针对此问题,研究了微波相位干涉仪的修正导引规律;推导出实现偏移量修正的导引律,给出工程实施方案。对在交班时因复合导引头跟踪点不一致对弹道产生的扰动影响进行了仿真分析。结果表明:跟踪点不一致问题在交班时对弹道扰动有一定的影响,加入修正导引规律后,弹道参数曲线在末端振荡激烈,需要更大的过载等,说明了偏移量修正的有效性。
开关量I/O对于导弹地面测发控系统完成控制和状态监测任务必不可少。介绍了基于VXI总线的C尺寸32路开关量I/O模件的硬件设计,利用VXI总线标准化、模块化的特点,以CPLD为核心实现了其接口电路,并给出了各部分逻辑控制电路的时序仿真;采用隔离技术实现了电源与通道及通道与通道间的隔离。该模件硬件已调试完毕,结果表明,VXI接口电路符合VXI总线时序规范要求,抗干扰能力较强。
传统的三通道(俯仰、偏航、滚转)独立小扰动导弹模型不能适应在大攻角与大过载下的控制,于是文中提出基于非线性块对角控制来解决。首先着重分析导弹的垂直转弯飞行方案,鉴于导弹的四层结构并非仿射型,然后对所建立的分层块对角模型进行仿射处理,并采用推力矢量控制方法实现了导弹垂直转弯的块对角控制器设计。最后在模型精准和气动参数摄动下,进行了数字仿真,结果表明系统在完成垂直转弯的同时,还具有很强的鲁棒性。
为了建立一种适合直升机载导弹传递对准方案,考虑了数据传输延迟的影响,详细推导了“速度+姿态”匹配方案中卡尔曼滤波器方程,针对直升机载武器的特点及作战方式,设计了适合直升机的机动方式。仿真结果表明,失准角很短时间就可以估计出来。相比传统方案,该机动方式简单,易于实现,是直升机载导弹传递对准中一种较好的方案。
常规的图像匹配方法数据量大、耗时较长,极大的影响了景象匹配的速度。为了改进景象匹配的速度,通过对景象匹配和多线程技术的研究,利用多线程并行性、快速性的特点,提出一种基于多线程技术的匹配定位方法。采用多线程技术对基准图和实时图像进行实时匹配。经实验证明,多线程对于快速读图和实时匹配有很明显的效果。能够更好的满足导弹景象匹配实时性的要求。
以半捷联稳定平台技术研究为背景,分析了快速准确获得导引头角速度的重要性,介绍了跟踪微分算法的工作原理,通过数学仿真和导引头平台实验,将经典微分算法、跟踪微分算法的输出信号相比较,并将跟踪微分器输出信号与速率陀螺输出信号进行对比。结果表明,跟踪微分算法具有良好的微分和抗干扰能力,可行性较强。
针对单站光测图像中飞行目标轴线的精确测量问题提出一种新方法,即通过对单站图像中分割出来的目标图像进行Hough变换,在Hough参数空间(HPCS)中对结果进行灰度质心计算,从而得到目标中轴线的位置及方向。该法充分利用了单站目标图像的全部灰度信息,对图像质量要求不高,容噪性好,适用于各种轴对称目标。旋转和平移实验表明:判读结果稳定,准确度高,判读标准差均达到亚像素精度。该法用于测量飞行目标的轴线是精确有效的。
提出电动负载模拟器一种新的控制策略,目的是解决舵机运动带来的强扰动致使电动负载模拟器的跟踪速度和精度下降的问题。方法是在进行力矩控制的同时,将舵机和电动负载器的运动信息引入到控制系统中,使加载电机在进行力矩跟踪的同时同步跟踪舵机运动。仿真和试验结果表明:该方法使得闭环系统的静差小于1%,并且其正弦响应在12Hz时的幅差小于10%,相差小于10°。因此,该策略可以满足目前电动负载模拟器的工程使用需求。
针对巡飞弹等高、常速巡飞等特点,将整条航迹分为直线段和转弯段,利用假设条件,提出一种导引方法:在直线段进行位置和偏差角控制,转弯段采用转弯控制,进而完成整个航迹导引并确保巡飞弹在飞行过程中偏离航线的误差较小。通过仿真可以看出,此方法使得巡飞弹在整个飞行过程中偏离航线的误差极小。
针对前视红外序列图像中目标与背景对比度低、灰度级动态范围小以及目标边缘模糊的特点,提出了一种基于均值漂移和特征匹配的红外目标鲁棒分层跟踪算法。首先利用均值漂移算法来快速搜索局部最优候选目标。然后,通过特征匹配对跟踪误差进行有效修正。采用Harris算子对模板目标与候选目标进行特征点提取,利用改进的Hausdorff测度对特征点进行有效的匹配度量,最终实现红外目标的精确定位。实验结果表明该算法简单有效,能准确跟踪前视红外目标。
结合两种简单实用的鲁棒控制方法,对鱼雷实施深度控制。首先,在分析模型零动态稳定性的基础上,利用高增益自适应控制对俯仰角指令进行快速跟踪,并且得到姿态控制的近似线性参考模型。为了克服参考模型的不确定性,再使用滑模变结构方法对鱼雷进行定深控制。通过分析滑模控制的稳定性条件,得到了最终的深度控制策略,且仿真结果验证了结论的正确性。
介绍了一种应用于高分辨率数字图像(1280×1024像元)跟踪的高速并行硬件平台的技术方案,给出了高分辨图像跟踪器的平台构架,分析了实现该平台的关键技术,计算了该平台的主要性能指标,论证了系统软件和分配方案。
利用可见光图像进行军事侦察与制导时,目标往往掩盖在复杂背景中,难以准确识别,研究一种能准确提取目标特征的图像处理方法就成为图像精确制导的关键。文中提出了利用数学形态学的方法先确定目标范围,然后结合聚类方法进行小目标精确检测的算法。实验证明这种算法在背景复杂、目标可视面积较小的情况下,仍可以精确识别目标。该算法克服了聚类运算速度慢的缺点,从而能够快速的、准确地将目标提取出来,且具有良好的适应性。
针对实时仿真高性能、低成本和使用维护方便等要求,研究应用个人计算机技术进行飞行控制系统仿真设计的方法。提出了一种硬件基于CompactPCI总线工控机,软件基于Matlab/Simulink/RTW图形化建模开发工具和VxWorks操作系统的实时仿真系统,并研究了基于高性能PC-IG硬件的飞行视景仿真系统和虚拟仪表系统开发。应用该系统对某飞行控制系统进行实时控制律仿真验证,表明系统实时性能高,开发维护简单、快速。
针对导弹飞行试验在导弹的研制、定型过程中发挥着越来越重要的作用,结合导弹飞行试验特点与正交试验设计特性,提出了利用正交试验设计来安排导弹飞行试验的方法。通过分析导弹定型飞行试验的主要影响因素,建立了飞行试验正交设计模型。通过正交试验设计,一方面在保证提供足够试验信息的前提下减少了试验的次数,从而减少试验费用和缩短研制周期,同时也有利于防止出现重复试验和漏掉必要试验的情况,在实际试验中具有较强的应用参考价值。
由于陆地背景的影响,雷达体制的反舰导弹对近岸目标攻击效果很差,极易发生误捕现象。为了避免这种情况的发生,应当根据实际情况人工装定自导距离和捕捉扇面角以提高导弹对目标的捕捉概率。通过分析,得出自导距离和捕捉扇面角对攻击近岸目标的影响,并举例仿真,该模型基本可信。
导弹电磁兼容已经成为导弹现代设计中必须考虑的问题,尤其是弹上复杂线束在导弹电磁兼容问题中占有重要地位。文中以某型号导弹为背景,基于CableMod软件平台,采用仿真预测试的方法研究导弹电磁兼容问题,讨论了如何建立适用于仿真的导弹结构模型与电气模型,并对导弹内复杂线束间的串扰,以及弹体对线束产生辐射的影响进行了仿真和分析。仿真结果表明,线束内电源线与信号线分开敷设,且双绞屏蔽后相互串扰明显降低,并提出使用弹壁电缆套管代替U型电缆罩,能避免因缝隙产生的电磁泄露,抑制电磁辐射,有助于通过电磁兼容测试。
针对地地导弹机动发射的分布、并发、异步等特性,建立了地地导弹机动发射的Petri网系统模型。建立了导弹、发射装置和地形的三维模型库。设计并实现了基于HLA的机动发射仿真系统,通过硬件、软件结合的方式仿真了机动发射过程。系统运行结果表明,模型库具有良好的可重用性,仿真系统模块间具有良好的互操作性,可以替代实际装备进行训练。
单发防空导弹杀伤概率是指导弹发射到爆炸这一过程命中目标的概率。为分析总体防空过程,提出了总体防空导弹杀伤概率的概念。通过对整个防空作战过程的分析,对前两个功能模型进行了改进。并引入雷达影响误差的概念,将防空过程的四个功能模型相连接。从而给出总体单发防空导弹杀伤概率表达式,并以实例仿真计算验证模型。
为了研究中心装药爆炸后爆炸冲击波的产生、传播和壳体的动力响应的全过程,针对内爆炸载荷的特点,运用三维有限元编码与现场实测的方法对爆室内冲击波流场的演化及壳体动力响应规律进行了研究。结果表明:內爆炸加载容器的动力响应主要取决于首次压力脉冲;壳体的最大应变由近爆点向远爆点方向逐渐降低。研究结果为同类型爆室的工程设计提供了参考。
采用有限元软件LS-DYNA,对装填尼龙的侵彻膨胀弹以1200m/s着靶速度侵彻4340钢靶板的过程进行了数值模拟,获得了长径比对侵彻膨胀弹橫向效应产生的影响规律。结果表明:当长径比较小时,整个弹体基本都发生橫向效应,但穿透靶板后的残余速度较小;当长径比较大时,弹体的一部分发生横向效应,穿透靶板后的残余速度很大;综合考虑横向效应的有效发挥和影响因素,侵彻膨胀弹的长径比取4:1~6:1比较适宜。
采用LS-DYNA3D软件对弹丸正、斜侵彻单层靶及等厚度双层间隙靶板进行了数值模拟研究。从剩余动能的角度分析了弹丸的侵彻能力,进而得到装甲间隙对防护性能的影响。结果表明:弹丸垂直或小倾角侵彻装甲时,单层板的抗弹性能优于等厚度间隙靶,垂直侵彻时,间隙大小不影响装甲抗弹性能,斜侵彻时,间隙大小与弹长的比值影响抗弹性能。
为了优化设计用于串联战斗部前端的环形切割器,通过ANSYS进行环形切割器建模,利用LS-DYNA对相等装药条件下多个药型罩开口角度方案、三种装药形状的环形切割器对靶板的切割效果进行后效仿真分析。仿真结论表明,60°锥角、柱锥体装药形状的环形切割器对靶板的切割效果更为理想。通过与相关试验数据的对比,初步验证了数值仿真的准确性。该结论有助于新型环形切割器的优化设计。
采用LS-DYNA有限元软件模拟了载有试件的尖形弹丸正侵彻混凝土靶板的过程。讨论了具有不同几何特点的尖头弹体的过载数学模型。研究了短头锥形和长头卵形弹体侵彻混凝土靶板的冲击过载特性及装药位置对小型装药过载的影响。仿真结果显示:短头锥形弹过载量大于卵形弹,且脉宽较大;位于接近前、后端的装药过载大于位于中间的装药过载。仿真结果与试验相符,为侵彻用弹体的结构设计和小型装药的过载安定性和可靠性评估提供参考。
基于微旋弹引信双环境力冗余保险的要求,设计了应用爬行力作为第二环境力解除保险的爬行保险机构。通过将爬行机构、延期解除保险机构和滑块隔爆机构三者巧妙的结合,使引信具备了时间窗保险特性和故障保险特性;并对机构进行了安全性和可靠性分析;经试验验证,该设计符合要求。
为提高射流在大炸高下的侵彻能力,结合某型破甲战斗部的改进,通过试验研究了射流在大炸高下的断裂及速度分布,结果表明,大炸高下射流的断裂过程及速度分布是不连续的,高速段颗粒速度呈非线性分布,前后颗粒间速度差为1478.1m/s;低速段呈线性分布,前后颗粒间速度差为124m/s。射流的侵彻能力主要取决于高速段,到达靶板表面时的速度不低于5000m/s。
高速攻击部件和防护结构的设计都必须考虑撞击物的形状、速度和撞击方向等因素对高速碰撞结果的影响,而进行大量的试验研究较为困难,可以通过数值仿真方法为规律性研究提供必要的依据。基于LS-DYNA软件利用光滑质点动力学方法对球形弹丸高速撞击靶板进行了数值仿真,仿真结果与试验结果基本一致。在此基础上研究了撞击物的形状、撞击速度的大小和方向对高速碰撞结果的影响规律。不同形状的撞击物高速撞击靶板形成的碎片云、弹孔形状和大小均有较大差异,碎片云的颗粒大小、分散程度、弹孔的尺寸和形状随撞击速度和撞击方向的改变而改变。
通过大口径金属管道的局部接触爆炸实验,获得了贯穿破坏的基本特征,在此基础上通过数值模拟,分析了贯穿破坏过程和破片的形成,利用格尼速度理论和金属材料单位破坏功理论推导了破片的速度计算式。试验与数值模拟结果验证了用剪切破坏理论解释金属板接触爆炸贯穿破坏现象是合适的。
为研究爆炸箔桥区尺寸与加速膛的匹配关系,对小尺寸爆炸箔与加速膛匹配的雷管进行了发火试验和升降法试验。试验结果表明爆炸箔的桥区尺寸与加速膛内孔径存在一个较佳的匹配,对桥区尺寸0.3mm×0.3mm与Φ0.45mm内径加速膛匹配的雷管进行升降法试验,发现比桥区尺寸0.4mm×0.4mm爆炸箔与Φ0.6mm内径加速膛匹配雷管的50%发火电流降低了近300A,由此说明小尺寸爆炸箔与加速膛內孔径合理匹配的情况下,可以降低冲击片雷管的起爆阈值,为实现引爆系统的小型化提供基础。
为深入研究弹丸侵彻靶板后的剩余速度以提高战伤仿真精度,采用正交试验设计方法和有限元软件LS-DYNA,进行了不同弹速、靶厚、攻角等条件下柱形弹侵彻低碳钢靶板的仿真试验;通过试验条件参数与结果数据的方差分析,得出了各相关因素对剩余速度影响作用的主次顺序;利用试验数据,对THOR方程进行了修正,提出了相应公式。
近场目标特性的研究是研制导弹引信的基础,因此必须对近场目标特性进行必要的研究和分析。采用多散射点合成方法建立了伪码调相PD引信的目标近场散射模型,得出了引信处于目标电磁散射近区时的多普勒信号,并且讨论了该信号及其频谱的变化规律。在此基础上,给出了多普勒信号频谱受多点目标尺寸和脫靶量大小影响的仿真结果。
文中利用通用有限元软件LS-DYNA3D,针对一定装药口径和起爆方式,计算分析了药型罩曲率半径、装药高度、药型罩壁厚和壳体厚度4种因素对LEFP头部速度的影响规律。在此基础上结合LEFP本身特性,以其V
在引战系统总体设计阶段,如何进行引信和战斗部总体指标协调匹配设计,是需要认真研究和探讨的问题。文中对破片杀伤式战斗部和波束定角引信,建立了破片动态飞散模型和引信启动角模型,以最佳引战配合为中心,进行引信战斗部一体化设计,提出了引信启动角设计方法。仿真计算及工程实际表明,此方法可有效解决引战系统总体设计阶段引信和战斗部协调匹配和综合优化问题。
微机电安全系统是实现引信小型化的关键技术之一。阐述了一种基于微机电技术的安全系统构造与作用原理,并选取安全系统的典型机构进行方案设计、仿真和分析,对微机电安全系统的设计流程和设计方法进行初步探索。仿真结果表明,阻尼延迟后坐保险机构可以区分勤务处理和发射时的环境,提高引信的安全性。
实时性是评定声定位智能引信性能的重要指标。分析了DSP芯片、定位阵列和定位算法三个影响智能引信实时性的因素。对比了采用TI库函数和C语言完成互相关算法和FFT算法所需的时钟周期数,证明库函数效率高,实时性好,具有很明显的优势。结果表明使用库函数可以在ms级完成广义互相关算法,并通过对比各种加权函数的耗时,为加权函数和采样点数的选择提供依据。
提出了炮射子母弹子弹分布范围问题,给出子母弹对矩形目标和圆形目标的首发命中概率计算公式,以最大首发命中概率作为确定炮射子母弹子弹分布范围的分析方法。在一定的条件下计算了子母弹对6种尺寸的矩形目标和两种半径圆形目标的首发命中概率,根据最大命中概率确定其相应的子弹分布范围。子母弹子弹分布范围的讨论为子母弹作战使用研究提供了新思路。
为研究装药弹输弹过程安全性,采用ANSYS软件进行了动态应力分析。在有限元数值模拟中,一种是按实弹进行;另一种将弹体进行了合理简化,简化后可减少计算量的1/3,且结果相差不多。应力集中主要出现在弹壳部分,最大值为0.00117MPa,与药柱屈服极限8.67MPa相差甚远;所产生的变形的最大值为6.05×10-6m,非常微小,可以恢复。在有限元计算中采用保守的约束条件,实际输弹过程比以上值小,安全性得到保证。
机场跑道目标易损性分析是反跑道武器攻击机场跑道进行定性分析和定量计算的基础。文中通过对机场跑道目标的跟踪分析,完成机场跑道的目标特性分析。在此基础上,基于计算机仿真技术和蒙特卡罗方法,建立机场跑道目标易损性分析方法,包括跑道的数学模型、飞机的起降模式、子母弹散布的数学模型和遍历算法。基于分析方法完成易损性分析软件的编码,并给出了软件的应用示例。机场跑道易损性分析方法的建立为反机场跑道武器的设计与评估提供帮助。
针对杀爆战斗部对地面电子对抗装备的毁伤标准进行了研究,基于对杀爆战斗部的分析,并结合目标易损性,分别建立了适用于地面电子对抗装备的冲击波毁伤标准和破片毁伤标准,并通过分析与仿真,证明了所选标准的合理性和实用性。研究结果对于装备战损评估以及反辐射战斗部设计具有重要的理论意义。
利用LS-DYNA3D软件对弹体侵彻运动装甲板进行了数值模拟研究,从弹体剩余速度和靶板破坏程度的角度分析了弹体侵彻运动装甲的能力。得出了弹体速度随时间的变化规律,结果表明,弹体初速度、装甲运动速度及方向、装甲的倾角对弹体的侵彻能力都有很大的影响。
针对爆炸声源子弹落点间距的要求,建立火箭外弹道和子弹抛撒数学模型,分析子弹落点随弹道高度的变化规律,研究子弹不同落点间距与爆炸声源传播损失、水中冲击波超压峰值及布放距离之间的关系。结果表明:母弹开舱点位置将直接影响子弹落点间距和布放距离。所得结论为选取合理的开舱点位置提供了参考依据。
燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小。受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难。通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据。
基于大涡模拟数值方法,文中研究了具有双燃烧室冲压发动机超声速燃烧室工程背景的二维超声速混合层与激波相互作用的情况。强激波入射在混合层上,使当地混合层增长加快,但在下游位置,拟序结构对平均流湍动能的吸收达到饱和,阻碍了混合层增长;超声速气流绕楔流动产生的激波角越大,更大强度的激波入射到混合层上,使其向上偏折更厉害;激波与有反应超声速混合层作用的流场,相对于无激波的燃烧流场,化学反应强度要大很多。
在对某固体火箭发动机研究和使用过程中,发现其贮存一段时间后点火,推力曲线有明显上浮。针对这种现象,采用故障树分析法,对造成推力曲线上浮的各种因素进行了理论分析与试验验证,排除了药柱低温工作结构完整性等可能因素,确定推进剂燃速上浮,是造成发动机贮存一段时期后试验推力曲线上浮的主要原因,研究结论为本型发动机的寿命预估和可靠性工作提供依据。
为适应航空发动机非线性的控制要求,采用基于多个修正因子的模糊控制方法对航空发动机的控制器进行设计,利用改进的遗传算法对模糊控制器的多个修正因子进行参数优化,并对航空发动机数学模型进行仿真试验。从仿真的结果看,改进遗传算法的收敛性比较强,收敛速度快;仿真优化后的修正因子取值在满足一定范围时,控制系统能达到比较好的控制效果。基于遗传算法参数优化的模糊控制器表现出比较好的控制性能。
在固体火箭发动机装药设计中,一般将药柱的內外径比定义为m数(m=R/r),为研究装要设计参数m数和长径比在轴向过载条件下对装药结构完整性的影响,采用三维粘弹性模型,通过选取9种m数以及6种长径比,共54个计算模型,对装药完整性进行了计算,结果表明轴向过载条件下药柱最大等效vonMises应力、应变值受药柱m数以及长径比共同影响。并得出当长径比大于3时,其对药柱最大等效vonMises应力、应变基本没有影响的结论,为固体火箭发动机药柱结构设计时m数和长径比的选择提供理论参考。
为使火箭弹卷弧尾翼在特定气动载荷下的结构质量最小,对其进行结构优化设计。在优化中以结构质量最小为目标,以包括尾翼弦长、厚度、前缘后掠角等几何参数为设计变量,强度和变形量为约束,通过集成iSIGHT和MSC.PATRAN/NASTRAN对卷弧尾翼结构进行优化设计,取得了较好的结果,减重效果明显。随后对优化结果进行分析,得到了对优化目标和约束影响较大的设计变量分别是:卷弧的圆心角和翼片厚度。
采用基于N-S方程的计算流体力学(CFD)技术和基于有限元技术的结构力学(CSM)分析方法,结合动网格技术,发展一种求解大长细比弹箭静气动弹性问题的直接耦合方法。以某鸭式布局大长细比导弹(火箭)为算例,研究弹性变形对全弹气动特性的影响。结果表明:相对于刚体模型,全弹轴向力和法向力降低,压力中心明显前移,气动设计中应加以考虑。
当鱼雷来袭时,为了提高防御效果潜艇可投放自航式声诱饵进行对抗。根据潜艇投放自航式声诱饵对抗鱼雷的过程,建立了自航式声诱饵的优化弹道模型、潜艇的机动规避模型、鱼雷的搜索和攻击弹道模型、对抗过程中的声探测模型,在此基础上仿真分析了自航式声诱饵直航转角式弹道参数设计对潜艇生存概率的影响。结果表明:对诱饵直航段距离和转角进行合理设计可显著提高鱼雷来袭时潜艇的生存概率。
针对“爆破毁伤+触发起爆”引战系统型的空地反辐射导弹,为提高毁伤概率,提出了在弹道末端修正瞄准点的方法,建立了修正模型,对修正前后的效果进行了仿真,结果表明采用该修正方法可较大幅度的提高单发导弹毁伤概率,且该修正模型在导弹控制系统内易于实现。
针对反坦克导弹近距离顶攻存在的弹道落角不足问题,分析了在弹道初始段加入推力矢量控制对飞行弹道的影响,并对气动力/推力矢量控制的近距离顶攻飞行弹道进行分析,设计了一种基于弹目视线角速度和弹目视线角的制导律,保证在全射程内的落角要求。仿真结果表明,所提出的制导律充分利用了推力矢量特性,提高了导弹的机动性能,在导弹的全射程内都能保证较大的落角,是一种可行的方案。
针对目前滑翔弹射程短的缺点,提出一种改进的“钻石背”弹翼。通过增大后掠翼的后掠角、前掠翼的前掠角和展弦比来改进钻石背弹翼,分析计算在飞行攻角为0°~8℃的使用条件下不同飞行马赫数时的气动特性。在逆风飞行条件下计算飞行弹道,结果表明在12000m高度,270m/s水平速度投弹的条件下,射程达到110km以上。通过对翼张机构的设计,在原理上说明了菱形弹翼张开机构的可行性。
针对多脉冲末修子弹设计中脱靶量、落地时间、弹着角等优化目标间的强烈冲突性问题,以其修正段为研究对象,建立了以初始高度、初始落速、单个脉冲发动机冲量为决策变量,以打靶误差、落地时间、弹着角、脉冲发动机耗能为目标函数的三种多目标优化模型,并采用MOEA/D算法进行仿真计算。结果表明:所求Pareto最优解较符合工程实际问题,有助于设计人员选择合理参数优化弹道,对多脉冲修正子弹的总体设计有着重要的参考意义。
为了寻求一种价格低廉的中高空超音速靶标,文中拟定了战技指标,通过分析最终采用大口径超音速火箭弹改装,建立了以主动段末端速度及弹道倾角为设计变量,以供靶段水平距离为目标函数,满足战技指标的优化模型,再将优化结果反推得到主动段参量。经仿真证明该方法合理可行,可用于指导试验,能大幅度降低试验成本。
应用ABAQUS软件对NF-3风洞中现有一台盒式应变天平的整体结构进行了有限元分析,提出改进其弹性连杆的设计方案,并对两种方案作了有限元计算比较。结果表明:改进后的结构提高了天平整体刚度,降低了各载荷之间的干扰,尤其是其它载荷对轴向力的干扰。同时利用子模型技术,对天平的受力严重部位进行精确化分析,校核了天平强度。提高了天平设计效率和成功率,具有较好的工程应用价值。
基于采用不同导引律时弹道偏差表现形式的差异,提出了一种以脉冲需求数表示的广义弹道偏差的概念,并对采用比例导引、速度追踪导引、落点预测导引、弹道追踪导引情况下的广义弹道偏差进行了深入的理论分析研究,并给出具体表示方法。
采用迭代法研究大展弦比弹翼的静气动弹性。弹翼的气动载荷采用涡格法进行计算,弹翼结构特性采用有限元软件(ANSYS)进行数值模拟,通过面样条插值方法将气动计算网格上的载荷插值到有限元计算模型的网格节点上进行数据交换。以布撒器弹翼为算例,在计算中对张开式弹翼翼身连接方式进行了简化。计算结果给出了计及弹性的翼面变形以及变形前后翼面的压力分布,且对不同材料特性条件下弹翼变形特性和变形前后的压力分布进行了比较。
为了改善时域或频域分析的局限性,提高罗兰C的周期识别能力,在分析罗兰C信号的Wigner-Vill变换特征基础上,仿真分析了样本长度、天线输入端信噪比、天地波幅值比及天地波相位差等对罗兰C周期识别的影响。结果表明,罗兰C信号的Wigner-Vill变换峰值稳定､抗噪声性能强,利用不同天地波相位差下罗兰C信号的Wigner-Vill变换最小峰值对应的频率点不同,能够有效的实现罗兰C信号的周期识别。
为了提高定位精度和满足C/A码不可用的场合,文中提出了GPS(globalpositioningsystem)中基于频域FFT的P码直接快速捕获方法,并对不同信噪比情况下的峰值检测结果进行了Matlab仿真分析,接受信号较弱时,则采用视频累积方法。仿真结果表明,基于频域FFT的P码直接快速捕获方法可行。通过理论分析,与传统的滑动相关法相比,这种快速捕获方法的捕获时间缩短了十倍以上,捕获运算量也大大减少。
为了削弱无源探测系统中存在的强噪声,提出了多路参考信号自适应噪声抵消算法。利用目标回波信号与噪声信号的传输通道差异性,通过对接收阵列各阵元接收信号求差得到多路参考信号。仿真结果表明,该算法可以有效抵消噪声,从而提高系统中弱信号的检测性能。
装备的全时运行数据记录,包含了装备运行的大部分状态信息,能给装备的性能检测、故障维修提供帮助。文中介绍了一种基于PIC24FJ单片机控制的火控雷达运行状态监测记录仪,描述了它的硬件电路组成、工作原理,并给出了上位机和单片机的工作软件设计流程。实验证明:系统具有良好的性能,能提供雷达的全时运行数据记录,且充分考虑了记录仪工作环境电磁环境复杂、无间断工作的特点。系统成本低、运行可靠,为复杂电子武器装备现代化管理引入新的手段。
为解决飞机装备多型空空导弹测试工作量大、测试效率不高的问题,提出了一种基于ATML的最优化测试任务调度策略。给出了测试任务调度的ICOM描述,在建立测试任务调度的分层框架的基础上运用ATML对测试任务进行了统一描述;建立了测试任务优化调度模型,并根据模型特点提出禁忌搜索进化算法。通过实验证明该调度策略具有可行性和高效性。
采用事后分析的处理手段对机载多路传感器的导航信息进行有效融合,可获得较高的融合精度,并以此精度为基准可对试飞过程中各导航传感器的性能进行有效评价。结合多传感器信息融合仿真技术,文中提出了基于分布式网络结构的多传感器数据融合总体架构,重点研究了系统中关键的网络通信技术,并采用VC++编程语言完成系统整体设计,实现了系统协调运行。
介绍了一种针对弹箭力学参数的综合测试系统的测试原理和设计方法。该系统的硬件电路以单片机为核心部件,实现了各类信号的测量、电机的控制以及PC机与单片机的通信等功能。通过运用LabWindows/CVI编程语言,实现了命令的下达、数据的接收、处理以及显示等功能。该系统克服了传统测试方法的不足,实现了自动化测试,方案可行合理。
针对机械式陀螺经纬仪系统工艺要求高、结构复杂、精度受多方制约的特点,设计了一个陀螺经纬仪寻北系统,采用四位置寻北方案,选用光纤陀螺为测量元件,用高速32位ARM7微控制器作为主控芯片,寻北过程操作完全通过红外控制实现。实验数据表明,系统能很好的实现寻北功能,稳定性好,精度能够达到要求,同时系统结构简单、易于实现,接口灵活、扩展性好。
针对战场环境存在噪声干扰的情况,提出了一种基于小波包分析的声目标特征参数提取方法。该方法将小波包分析和Mel倒谱分析相结合,提高了特征参数的鲁棒性。实验结果表明,在噪声条件下,基于小波包分析的平均识别率比MFCC参数提高6.78%,在信噪比为5dB时,识别率仍能达到94.5%。
利用似然函数法对毫米波辐射测量采用线性回归方法进行定标,然后给出了某号隐身材料的毫米波辐射特征测试方法、计算隐身材料的发射率和反射率公式及其计算结果,最后利用函数增量法进行了误差分析。
机载火控系统精度试验后获得的射击诸元误差序列通常为非平稳的随机过程,其稳定性与误差模型都是未知的,根据此数据序列的误差特性,对于机载火控系统动态精度试验所获得的数据,利用时间序列模型的有关理论,建立动态误差数据序列的AR模型,并且对获得的误差模型通过计算其特征方程的特征根分布来判断系统的稳定性。通过对某型机载光电火控系统的半物理仿真试验数据的分析建模,验证了本方法的有效性。
分析舰船运动特性对便携式地空导弹射击的影响,建立求解导弹初始弹道运动学参量的数学模型。针对某型便携式地空导弹进行舰船平台弹道特性分析,结果表明便携式地空导弹可以在舰船平台上实施射击。
测试节点优化是电路板测试诊断设计优化过程中的一个基本问题,属于经典的N-P难题,但目前用于测试点优化的算法存在搜索速度慢、不收敛等问题,因此提出一种基于遗传粒子群优化算法。该方法通过建立电路测试节点的“故障一测试”矩阵,用遗传算法对数学模型进行优化,并采用粒子群算法搜索实现了快速求解。与传统方法相比较,该方法搜索速度快,优化效果明显,已在工程实践中得到应用。
在电路板故障诊断与定位的过程中,测试程序非常重要。LASAR是一套用于数字电路测试开发和逻辑分析的仿真软件系统。通过一个基于LASAR仿真的电路板故障诊断系统(包括流程、分析、激励程序的开发和LASAR仿真),说明了该系统可在实际工程中应用。
在分析“当前”统计模型及自适应滤波技术基础上,提出了一种机动频率模糊自适应目标跟踪(FAMF)算法。通过模糊控制方法,在线调节“当前”统计模型的机动频率参数,使模型对不同的目标机动模式有更强的自适应能力。在想定初始条件下,对FAMF算法进行MonteCarlo仿真对比实验,结果表明:FAMF算法运行稳定,适应能力强,有效的提高了“当前”统计模型的跟踪性能,便于实际应用。
为解决多目标跟踪中数据关联问题引入神经网络UKF算法和分类信息辅助方法。通过计算分类混淆矩阵确定分类信息似然函数,再用该函数调整只利用运动信息的似然函数,使分类信息有效辅助神经网络联合概率数据关联。在杂波环境中对多个近邻且不同种类目标跟踪,针对联合概率数据关联(JPDA)存在的计算组合爆炸问题,利用Hopfield网络解决TSP问题的思路得到神经网络联合概率数据关联(NJPDA)方法。基于以上关联方法得到的关联概率,仿真表明该算法提高了数据关联的有效性和快速性。
