通过对比例导引的特性分析,证明了末制导时间与制导控制系统时间常数之间应满足的关系及导弹的最大可用过载能力。为了满足地地导弹大落角战技指标要求,分别研究了过重补比例导引和弹道成形制导律,并对其工程应用方案进行了分析。最后对大落角制导律在使用中应注意的问题进行了总结。研究结论对地地常规导弹末制导律的工程使用有指导意义。
研究了车载筒装导弹状态下捷联惯性导航系统加速度计误差系数标定问题。首先对加速度计进行了误差分析,在此基础上推导了误差模型,提出了以车的机动作为激励方式,设计了一种不开箱标定方法。仿真结果表明,该误差模型正确且标定方法能够对误差进行补偿,从而提高导航精度。
瞄准吊舱进行传递对准时,主惯导数据到达吊舱惯导系统存在延时,影响滤波收敛速度和估计精度。文中提出了一种基于延时卡尔曼滤波的主惯导数据延时补偿算法(LCKF算法),将时间基准统一到主惯导数据时刻进行卡尔曼滤波,修正子惯导姿态信息,再利用子惯导的实时IMU数据进行捷联更新,获得子惯导当前时刻的姿态信息。基于“比力积分匹配”传递对准,对LCKF算法进行仿真,结果表明该方法明显提高了传递对准收敛速度和估计精度。
为解决基于Simulink 的导弹稳定控制系统仿真实时性与交互性问题,文中充分融合Simulink和C++语言的优点,利用Simulink 和C＋＋混合编程技术完成导弹制导控制仿真系统模型的建立；并依据HLA 标准将仿真系统改造成一个可与外界交互的联邦成员,最终实现了基于HLA 的可视化的数字仿真试验平台。该系统既可用于全数字仿真,也可经扩展后,进行导弹稳定控制系统的半实物仿真试验,有很好的工程实用价值。
针对直接力/气动力复合控制导弹的参数严重不确定和多操纵机构的耦合问题,文中利用动态逆控制器适应系统的非线性要求,并用神经网络补偿动态逆控制系统所需要精确模型的不足,考虑到作动器的位置/速率饱和和延时的情况,增加了伪控制隔离器,以解决神经网络由于作动器的各种异常出现适应性困难的问题。最后通过仿真实验证明该算法满足扰动条件下飞行稳定性要求,提高了系统的鲁棒性。
针对传统建模方法建模效率低问题,将Modelica语言应用于某弹道导弹飞行仿真。简要比较了Modelica语言平台与Simulink,介绍了Modelica的基本建模方式,高效实现了系统数学模型到仿真模型的转化,解决了建模过程中弹道导弹的多阶段飞行切换问题,对导弹参数进行了有效管理,在可视化建模环境下通过拖拽图标搭建系统,过程快速直观,模型层次分明,仿真结果得到验证。
针对传统PID控制难以保证导弹在大空域飞行中保持良好动态性能的问题,提出一种基于广义最小方差自校正控制律的PID控制算法(GMVST-PID)。该算法在递推估计被控对象参数的基础上,将自校正思想用于PID控制参数的实时在线自整定,提高了导弹时变模型控制系统的稳定性、适应性和鲁棒性。仿真结果表明,GMVST-PID控制器具有较强的抗干扰能力和快速的响应能力。
建立了有无伴飞诱饵支援两种情况下反舰导弹对舰空导弹系统饱和攻击数计算模型。在此基础上,通过设定具体仿真条件,计算了无伴飞诱饵支援情况下反舰导弹饱和攻击数及不同数量的伴飞诱饵支援对反舰导弹突防概率、突防期望数的影响。结果表明:饱和攻击条件下,伴飞诱饵的使用提高了反舰导弹的突防概率与突防期望数,突击编队中伴飞诱饵与反舰导弹的配比数量以1比3为宜。
针对多导弹协同攻击的作战要求,提出一种基于对策论的制导规律。将多枚导弹看作具有联合承诺的纯合作团队,建立了导弹-目标追逃对策模型,然后将每个时刻的策略选择问题转化为矩阵对策的形式,并运用排除法求出此矩阵对策的解,由此得到多枚导弹攻击目标的实时策略选择算法。仿真结果表明,该制导规律能够使各枚导弹以包围的态势攻击目标,为实际工程应用提供了参考。
首先,以大地测量领域中常用的高斯投影法作为导航坐标系转换基准,并建立了高斯投影算法模型;其次,分析了基于SINS/GPS制导体制的制导弹药常用导航坐标转换算法及其误差;最后,在其基础上提出了一种基于地球模型改进的导航坐标转换算法。仿真结果表明该算法计算量小、可靠性高、转换精度显著高于常用算法,适应于SINS/GPS制导弹药导航坐标转换数学仿真和工程化应用。
讨论了运用自组织方法建立预测数学模型的智能性算法。自组织方法是基于功能系统理论设计的新一代智能控制系统中的核心算法,用于建立控制对象预测模型。为克服传统自组织方法所需计算资源庞大的局限,提出了由DEMARK趋势项和自组织方法相结合的改进型算法,并将该算法用于建立导航系统误差参数的预测模型。通过对导航系统误差预测的仿真研究,验证了改进型自组织算法在飞行器智能控制系统中建立预测模型的有效性。
利用零射程线的特性,结合闭路制导的基本原理和过程,提出了一种利用零射程线进行闭路制导的方法。在推导零射程线解析解的基础上,对其应用于闭路制导的流程进行了详细描述。仿真结果证明,沿零射程线增速对落点影响很小;基于零射程线的闭路制导方法能够有效地简化制导过程,而且制导精度高,同时在能量管理方法上提出了一种新的思路。其在工程应用上应该具有较好的前景。
为了提高地空拦截弹雷达导引头对机动目标状态估计的精度,在增加系统观测量的基础上,提出了一种针对机动目标跟踪的自适应滤波算法。利用量测残差统计值估计目标的机动状态,自适应的调整状态方程机动频率和加速度极限值;同时利用观测噪声统计估值器,调整观测值方差大小。仿真试验结果表明该算法具有良好的机动目标跟踪性能,并能自适应变化较大的观测噪声。
提出采用无线扩频通信原理,探索新型的无线扩频指令传输代替有线指令传输技术的可行性。着重研究反坦克导弹无线扩频指令传输系统、扩频传输数学与物理模型,以及扩频通信模块实际应用中的直扩相关匹配接收、抗干扰分析与弹上通信设计等关键技术。
在实际寻北过程中,寻北仪航向效应使寻北精度大大下降。在介绍光纤陀螺(FOG)寻北原理的基础上,提出大倾角下的光纤陀螺四位置寻北方法,对解算出的方位角进行了象限判别;从理论上分析了四位置寻北法在0°~360°范围内的航向效应,研究其误差补偿方法,得出陀螺仪敏感轴指向南北方向时寻北航向效应误差最大的结论。通过仿真验证了寻北方案、理论分析和补偿方法的正确性和有效性。
针对导弹航迹规划的高时效性要求,提出了一种基于改进A*的快速航迹规划方法。该方法针对A*算法计算过程的主要耗时点,采用了基于双向链表的OPEN表标记插入排序方法;针对导弹飞行三维约束条件,引入了基于简化运动学方程的空间节点高效扩展方法。仿真结果证明,改进A*算法在没有改变航迹规划结果质量的同时,有效的提高了航迹的搜索速度。
为改进现有人工神经网络在图像制导系统的自动目标识别算法中的不足,加快收敛速度,通过对基于RBF神经网络自动目标识别技术的研究,提出以隐层神经元价值函数作为指标的生长修剪策略,构造出一种基于增量学习的网络资源分配网络（IL-RAN）,对目标进行了在线实时识别。仿真结果表明,利用该改进算法可产生规模较小的网络,并使得网络参数的选择与识别误差建立了联系,减少了总体的计算量,计算时间也大大缩短。
针对高超声速飞行器模型非线性、气动参数变化剧烈的特点,运用自抗扰技术中的跟踪微分器,设计了自抗扰PID控制器,实现了对高超声速飞行器俯仰通道的姿态控制。仿真结果表明,通过两个跟踪微分器构造的自抗扰PID控制器对于高超声速飞行器这样复杂的模型有很好的控制能力,并且有很好的滤波性能和鲁棒性。
针对四元正交探测器鉴宽、鉴幅等抗干扰方法对抗多个红外诱饵干扰能力弱的缺点,提出一种基于预测和自适应波门相结合的抗干扰方法。根据目标的运动轨迹建立运动模型,利用Kalman滤波预测目标下一时刻位置并通过坐标转换到像平面上,以此位置作为自适应波门的中心位置并扩大搜索范围,使目标脉冲进入波门直至目标与干扰分离。大量试验表明,该方法对抗多个红外干扰的效果显著。
为了提高红外成像制导导弹的制导效果,必须要提高导弹摄取到的红外图像的质量,这就需要去除图像中的躁声,文中针对传统去躁方法如图像平滑、中值滤波、小波分析等去躁效果都不理想的情况,提出将数学形态学和小波融合相结合对图像进行去躁处理,并进行仿真运算。结果表明,采用基于数学形态学和小波融合的方法对图像进行去噪处理,其效果明显好于传统的图像去噪方法。
通过对箱式倾斜发射导弹在发射过程中的受力分析,建立了导弹在半约束运动状态下的发射扰动数学模型,通过Matlab/Simulink进行了数学仿真,仿真结果与实弹飞行测试结果一致,验证了所建立的初始扰动数学模型的正确性与实用性。
为分析天线罩误差对脫靶量的影响,首次通过伴随法及无量纲化方法建立了包含天线罩误差寄生回路的无量纲化制导回路,给出了不同噪声输入下的无量纲脫靶量表达式。经仿真给出了寄生回路的稳定域及噪声输入下天线罩误差变化时的无量纲脱靶量曲线,仿真结果表明:除噪声功率谱密度、弹目相对运动速度和制导系统自振频率会影响脫靶量外,较小制导系统阻尼对天线罩误差更敏感,负的天线罩误差比正的天线罩误差对稳定性影响更大。
目前捷联式惯导系统是惯性技术的发展方向,姿态算法是捷联惯导系统算法中的一个重要组成部分,其精度直接影响弹体姿态控制能力,为此文中提出了一种采用三轴MEMS陀螺进行姿态探测,并用两轴地磁信号解算出的滚转角修正陀螺累计误差的方案,仿真分析了地磁陀螺信号组合测姿算法。结果表明:该方案相对于单纯陀螺信号解算姿态角精度高,可用于改善测姿结果。
为了研究爆炸波在高饱和度饱和砂传播特性,利用2.5×5m爆炸模拟装置进行饱和砂接触爆炸模拟试验的过程,实验得到了爆炸波在饱和砂自由场中传播大量的试验数据。根据实验测得的数据,拟合出压力、动量、上升时间随比例距离变化的公式,得到了爆炸波在饱和砂中的衰减规律。理论分析揭示了饱和砂中应力波传播时出现流体动力区和冲击波形成等性质,建立了饱和砂双线性递增硬化本构关系。
为优化设计陶瓷/高强钢/铝合金复合装甲板,研究了陶瓷/钢/铝合金复合结构中陶瓷面板不同区域抗12.7mm穿甲子弹垂直侵彻的性能。通过弹道试验得到装甲的垂直穿深、钢背板的变形和穿孔模式等。结果表明,弹着点对靶板抗弹机理有重要影响,弹着点在“中心区”和“偏心区”时,可以形成陶瓷锥,粉碎区完整;当弹着点在“边界区”时不能形成陶瓷锥,靶板的抗弹能力显著下降。
以反舰导弹为典型目标,提出了反式错位双束离散杆和顺式双束离散杆这两种不同方案的双束离散杆战斗部。利用前处理软件Truegrid建立了双束旋转式离散杆的有限元模型,应用非线性有限元软件LS-DYNA,采用流固耦合算法,模拟了这两种战斗部的飞散过程,并对仿真结果进行了比较分析。研究发现:反式错位双束离散杆战斗部所形成的两个杆环的杆条自旋方向相反,且两排杆条间隙可以相互补充,能有效提高对目标的毁伤概率。
：激光引信是现代激光制导系统的重要组成部分。在传统的引信电路设计中,主要是通过采用各种中小规模集成电路芯片和单片机来设计引信电路。基于FPGA 的激光引信电路充分利用FPGA 的硬件逻辑单元构建各个控制、信号处理模块,实现了引信的高精度和智能化。通过对引信电路进行软件仿真和硬件调试,表明由FPGA 设计的激光引信电路相对于传统的引信设计精度有较大的改善,并提高了电路的可靠性。
针对高效毁伤空中目标需求,开展聚焦破片战斗部与普通战斗部对导弹目标毁伤效果比较研究。开发了破片式战斗部对空中目标毁伤评估仿真系统,对同样弹目交汇条件下,某导弹受聚焦战斗部与普通杀爆破片战斗部打击下所遭遇破片数及弹体毁伤情况进行了仿真计算;利用模拟实验,比较了聚焦战斗部与普通杀爆战斗部的破片-冲击波联合作用对目标的毁伤效果。聚焦破片式战斗部击中目标的破片数量明显增多,且能形成切割性毁伤;聚焦战斗部破片-冲击波联合作用毁伤效果要强得多。
文中建立了可编程电子引信时间弹对空中目标毁伤概率的计算模型,采用数学建模方法计算出可编程电子引信时间弹对ARM导弹的毁伤概率,分析了影响毁伤概率的主要因素,为后期可编程电子时间引信弹设计提供理论支持和技术储备。计算结果表明:正面攻击时的毁伤概率大于侧面攻击时的毁伤概率,而毁伤概率与航程存在一最优组合。因此,弹目相对速度比攻击方位对条件毁伤概率影响更大,当射程在1~2km时,可对ARM导弹达到0.4以上的毁伤概率。
基于杆式穿甲弹弹头形状对子弹穿甲效果的影响,设计了一种弹头结构为多层片状穿甲块和穿甲环结合的穿甲弹。应用LS-DYNA非线性有限元分析软件,对其侵彻三层间隔靶板的情形进行了数值仿真。通过在不同速度下的仿真发现,该子弹能够适应较宽的速度范围,弹头结构可以降低压缩应力波的强度,在侵彻第一层靶板时弹体得到了较好的保护。同时子弹姿态稳定,降低了弹体的跳飞趋势。计算结果为弹体结构优化设计提供了重要依据。
为了建立高功率微波武器的技术战术参数与制导雷达的目标探测、目标参数测量与跟踪等具体性能指标之间的定性与定量关系,针对步进频率线性调频雷达体制,研究了高功率微波武器对该雷达制导导引头信号与信息处理性能的毁伤效应,采用蒙特卡罗仿真实验方法,得到了该制导雷达的距离分辨力、距离测量精度、能量积累效率等性能指标与高功率微波辐射作用下的幅度与相位噪声的强度、相关性之间的定性与定量关系。
为系统的研究高功率微波辐射对制导雷达整体性能指标的影响,文中分析了高功率微波辐射下雷达接收机前端放大器的相位噪声效应;利用MATLAB给出了高功率微波辐射下的雷达信号模型及相位噪声的计算机仿真方法;结合巴克码PD雷达的脉冲压缩与脉冲多普勒等处理过程,研究了相位噪声对巴克码PD雷达导引头前端信号处理及目标检测性能的影响,给出了典型参数下巴克码PD制导雷达的信号与信息处理性能、相位噪声强度、相关性之间的定性与定量关系。
研究两级串联侵彻爆破战斗部的效能评价方法。在对典型目标特性和战斗部作用原理分析基础上,提出了能效系数和威力量概念,推导了相应的解析计算模型,提出了评价该类战斗部效能的方法,并通过具体实例,验证了该方法在工程设计中应用的可行性。
为对引信故障进行快速准确的分析,利用虚拟样机技术,结合多体动力学分析理论,建立了某引信无返回力矩钟表延期解除保险机构的虚拟样机。采用实测弹道数据驱动仿真模型的方式准确获得了该引信机构的动态特性,讨论了引信产生瞎火的原因及相应的改进措施。结果表明:提高定位销的工作可靠性是解决该引信瞎火的根本途径,且这一结论在试验中得到了进一步验证。
针对两节阶梯装药在火箭弹中的应用,对该类型固体火箭发动机点火內流场特性进行数值模拟。运用FLUENT软件进行二维轴对称非定常数值分析,通过UDF编程,采用表面单元格临界点火准则实现推进剂表面不同部位单元格的燃气加质,计算得到了前后燃烧室的不同部位压力分布及变化情况和点火器喷孔附近的激波传递情况。研究结果表明,该方法能够较好的预示点火内流场的特性,可以为阶梯装药发动机的点火性能研究和点火设计提供理论依据。
根据新一代液体火箭发动机特点,建立系统主要组件的动态数学模型。考虑推进剂的低温特性,对发动机的起动过程进行了仿真研究,计算方法采用龙格-库塔法。仿真结果表明数学模型合理,从而为判断系统能否稳定工作提供依据。同时也为发动机设计、改进和试验提供一定的指导意义。
为有效的组织固体火箭冲压发动机的二次燃烧,采用标准二方程模型、EDM(eddy-dissipationmodel)模型和粒子燃烧King模型,对二元双下侧进气式固体火箭冲压发动机补燃室三维两相流进行了数值模拟。得到了不同空燃比条件下补燃室内流场参数的分布规律并对其进行了初步分析。结果表明:在一定范围内空燃比的变化会引起补燃室各参数分布的变化,从而显著影响固冲发动机二次燃烧。
研究火箭橇加载技术对火箭橇试验的开展具有重要意义。采用四阶龙格-库塔法,根据固体火箭发动机的近似推力曲线和平均推力曲线以及空气动力学理论对固体火箭发动机驱动的火箭橇的整个运行过程进行了估算,获得了火箭橇在超音速运行过程的速度历程和位移变化情况,给出了橇车在轨道上运行的最大速度和出轨速度。估算结果与试验测试结果符合较好,说明以近似推力曲线计算的结果能比较准确地反映火箭橇的运行过程。
飞行器超过失速迎角后,其动态失速气动特性与静态气动特性迥然不同。为了分析飞行器失速后的非定常气动特性,文中设计了一种翼型低速动态测压实验方法,通过改变翼型的振幅和振动频率,研究了翼型俯仰、沉浮振动的非定常气动特性,分析了各种因素对动态失速特性的影响。俯仰运动时,翼型升力随振动频率的增加而增大,失速延迟。在沉浮运动中,当频率较小时,翼型的升力和失速迎角受振幅的影响较为明显。
在惯性系下耦合求解非定常N-S方程和六自由度刚体动力学方程,对含有运动边界的复杂非定常流场进行了数值模拟,计算中采用动态嵌套网格技术,双时间方法结合Runge-Kutta显式时间推进进行数值求解。作为应用实例,数值模拟了矩形机翼刚性谐和振动以及外挂物投放的复杂非定常流场,计算结果同实验数据吻合较好,表明了数值方法的正确性和有效性。
通过数值模拟对可偏转头部弹在0.35Ma、偏转角为0°~5°时的气动特性进行相关研究。当头部发生偏转时,压心发生变化且产生横向作用力使得弹丸偏离原弹道。随着偏角的增加,压心先向着头部移动;当偏角进一步增大时,压心不再继续向前移动。攻角的存在使得阻力系数增大,而Z向力系数基本不变。
为研究潜地导弹水下弹道特性,分析了潜地导弹水下受力情况,将导弹水下运动分为四段,建立导弹水下运动方程。鉴于潜地导弹在水下垂直发射的情况,运用四元数法建立导弹运动学方程,避免了传统欧拉角方程的奇异性;然后在Matlab/Simulink环境下建立导弹水下各段仿真模型,并进行仿真计算,结果表明所建模型较好的模拟了潜地导弹水下运动,为进一步研究潜地导弹水下运动及出水姿态打下基础。
采用AUSMDV迎风格式空间离散三维定常可压缩NS(Navier-Stokes)方程组,数值模拟了带有横向超音速喷流的尖拱弹体流动。分析了干扰流场涡结构、波系结构以及干扰流场对弹体气动特性的影响,给出了物面极限流线图谱。结果表明,喷流上游的高压区与下游的低压区产生附加的气动力,将物面压力分布与试验结果进行比较,二者具有较好的一致性。
基于弹道导弹再入段运动数学模型,提出了预定程序弹道再入突防的方法并进行了遗传算法解算突防弹道的研究。建立了以攻角随再入时间增长的变化量为编码对象的遗传算法模型并进行仿真计算。仿真结果表明,该算法能够实现预定程序再入弹道快速高精度的解算,具有工程的应用价值。
为分析研究毫米波遥控指令弹道修正弹信道特性,建立了包括多径衰落、天气影响和接收机高速移动的毫米波遥控指令弹道修正弹系统的综合信道模型。利用Simulink 对系统的性能进行了仿真,给出了典型弹丸的外弹道误码率仿真结果。证明了毫米波遥控指令弹道修正弹信道模型的合理性,且毫米波通信系统能够应用于高速移动的遥控指令弹道修正弹。
针对现有目标定位求解算法推导复杂、工程实现困难的缺点,提出了一种基于交叉粒子群算法的空间飞行目标定位方法。通过建立飞行目标定位模型,引入遗传算法中的交叉因子改进标准粒子群算法,实现了空间连续飞行目标的定位。仿真结果表明利用交叉粒子群算法能有效地对空间飞行目标进行定位,定位精度达到0.5%。该方法可广泛应用于导弹、飞机等飞行目标定位领域。
抗冲击数据记录仪广泛用于航弹飞行数据的记录,其记录的信号通道多,存储的数据量大,将记录仪中的数据高速回读并实时存储到计算机中是个技术难题。文中以LABVIEW8∙5为软件开发平台,采用USB总线作为数据回读传输总线,详细介绍了系统软硬件接口设计、数据动态存储以及高速回调技术,实现了16通道测试数据以1MB/s 的速度由记录仪硬件向计算机高速回读的功能,解决了试验现场数据的高速回放、存储与分析问题。飞行试验应用表明,该系统运行稳定可靠,数据回读迅速、正确。
由于绝缘子闪络毁伤与污秽闪络的机理和特性有所不同,尤其是闪络毁伤实验存在一定破坏性,因此建立专用的实验系统是相关研究的先决条件。在对高压电力系统进行分析的基础上,借鉴绝缘子人工污秽闪络实验方法,结合弹药毁伤实验的特点,研制出了能够模拟110kV电压等级的绝缘子闪络毁伤模拟实验系统。毁伤模拟实验表明,该系统性能良好,能够满足毁伤实验研究需要,为导电液溶胶电力毁伤技术的研究与开发创造了必要条件。
为满足作战机器人实时全景侦察的需要,通过分析现有全景图像展开方法的特点及作战机器人侦察系统的成像映射关系,提出了一种快速低失真全景图像展开算法。该算法以同心圆环近似展开法为基础,采用光路跟踪映射法对圆环状全景图进行径向展开以保证展开精度,运用查表法和坐标旋转数字计算机CORDIC算法以提高展开速度,为避免展开后图像纵向和横向比例失真,给出了纵横约束关系式。仿真试验表明了该方法的有效性。
为了实现上位机与现场节点之间的通信,设计了基于PC104总线结构特点和CAN总线优点的数据通信系统。系统通过主控单元FPGA和由C8051F040单片机内部的CAN控制器和外部的CAN总线收发器TJA1040组成的CAN总线通信网络,对PC104-CAN总线的数据传输性能进行测试,实现了数据的安全、实时及可靠传输。目前已应用于工控现场使用的测试测量系统中。
针对多管火箭炮发射时恶劣的负载特性,如不平衡力矩的大范围变化以及强大的燃气流冲击,设计了一种基于改进Elman网络的自适应位置控制器。在原Elman网络中增加输出层关联单元,并把自反馈增益系数当作连接权值投入到网络的训练中,利用改进Elman网络根据火箭炮跟踪发射过程中的负载特性实时调整PID控制参数,以减小系统参数变化和外部扰动对火箭炮发射性能的影响。仿真及实验结果表明该方法可有效提高火箭炮位置伺服系统的稳定性和抗干扰能力。
为了解决目前装备存在的系列问题,实现资源整合,对通用检测系统的硬件结构与软件技术进行研究,介绍了系统的组成及实现,包括硬件组成及结构的设计,测试软件平台的组成及软件开发过程。通用检测系统采用了标准化、模块化设计,硬件具有通用性,软件具有可移植性与互操作性。此系统具有检测、诊断功能,能够进行数据处理及存储,可以完成对通用测试平台的性能测试与故障诊断。
在射频仿真系统中,射频目标模拟受到目标模拟阵列视场角的限制,引入倾斜惯性坐标系可以改善这一问题。针对射频仿真系统中由于引入倾斜惯性坐标系带来的实际工程问题,通过剖析问题本质,利用坐标变换推导修正算法,最终得出了相应的目标模拟能力拓展方法。仿真结果表明,该方法能够在不改变末制导雷达的目标检测信息的前提下,通过参数优选有效拓展射频目标模拟范围、提高目标模拟精度,并改善三轴飞行转台姿态模拟性能。
通过对某型加速度计测试系统现状的分析,设计了基于GPIB总线技术的加速度计测试系统,根据测试原理确定了数据采集系统的组成,根据加速度计的输出与其静态模型方程系数的关系,构建了加速度计性能分析平台,论述了测试数据的采集与处理方法、并利用Access数据库实现了数据的存储和调用。最后,利用MATLAB工具,建立了加速度计性能参数模型,并做出了相应的预测和差值估计。
为了准确分析水下微光成像系统的作用距离,从能量在水下传递的过程出发,文中提出基于能量传递链的水下微光成像系统的性能评价方法。运用这种方法设计的水下微光成像系统在实际应用中,取得了良好的高速实况图像。通过实际工作,检验了评价方法的正确性。
车载火箭炮在行驶中，路面激励产生的动载荷会对火箭炮的零部件产生破坏作用，从而影响火箭炮的使用寿命。通过分析全炮的拓扑结构，用RECURDYN、ANSYS 软件，建立了车炮在行驶状态下的刚柔耦合模型。在实际建模中，取大梁为柔体。根据相关军用标准，编制六种路面谱。对六种路况进行行军分析，获得了相关零部件的动态参数。为某新型火箭炮的总体设计及零部件设计提供依据。
为实现与某型武器系统的无缝集成,文中提出了基于WINCE 的某型车载记录仪CAN 通信模块的研究与设计。该模块具有抗干扰能力较强的硬件结构,移植了WINCE 嵌入式实时操作系统,并提出采用WINCE 事件响应机制方法,实现CAN 模块高速、可靠通信。试验表明,该设计通用性好,鲁棒性高,已经成功应用于某型武器系统。
为了提高空对地无源定位算法的有效性,文中研究了循环平稳信号到达时间差和多普勒频率联合估计方法。在此基础上,结合基于质点运动学原理,分析和研究了基于辐射源频域和时域信息的无源定位算法,并进行了计算机仿真,验证了该方法的正确性。
：文中设计了一种基于新型串行Nand Flash 存储器AT25DF641的低成本炮弹弹载数据记录器。采用五片存储器阵列,通过对数据采集和存储过程的优化,写入速度可达980kbitls。采用贴片、小封装元件实现小型化。采用电路板固封、控制引脚单独连接、存储器编程和擦除的保护等抗干扰措施。弹载条件下,实际平均速度800kbitls 以上,很好的满足了实际需求。
在扩频体制的无线电导航系统中,为了同时消除远近效应和天波干扰,分析了干扰的因素,建立了实现原理框图,提出了一种改进多径干扰抵消技术。利用串行干扰抵消获得较准确的初始数据估计,在此基础上用并行干扰抵消使信息数据更加精确。仿真结果表明,这种改进干扰抵消方法的解调延迟比串行干扰抵消更低,相比于并行干扰抵消,此方法在远近效应环境中具有更高的准确性。
为满足航空发动机分布式控制系统的设计需求,提出了利用BP神经网络设计智能压力传感器的方法。首先,建立了该传感器的BP神经网络模型;然后,利用DS18B20和ATmega128设计出了硬件电路;最后,进行了该传感器的软件设计。实验结果表明,该智能压力传感器结构简单,线性化程度好,测量精度高,适用于航空发动机分布式控制系统。
利用热释电红外敏感技术能够有效的探测复杂背景环境中的热目标。针对扩展目标和小目标两种情况,将目标和背景的温度差与其在敏感器处产生的有效入射辐射联系起来,对热释电红外敏感器的温差响应特性进行了研究。结果表明,在同一背景温度下,红外敏感器响应率与温差并不遵循线性关系;同一温差下,背景温度越高敏感器输出信号越大;在小目标情况下,对于给定尺寸和温差的目标,红外敏感器响应幅值随距离增大而显著减小。
为了训练射手对单兵便携式导弹的瞄准、跟踪和击发等操作手法,设计了一种低成本模拟训练器。描述了单兵便携式导弹的作战使用过程;提出了模拟训练器的系统组成和工作原理;建立了训练成绩的评定模型。该模拟训练器无惯性器件和传感器,成本低,可靠性好;外形和体感与真实装备相同,可进行成绩评定和记录,可远程对训练过程进行实时监控和指导,可室内使用,也可室外使用。
为了明确飞机壁板中存在的结构应力对于冲击损伤的影响,基于ANSYS/LS-DYNA隐式-显式连续求解方法,建立了预加载荷飞机壁板受射弹冲击的动力有限元模型,对存在结构应力的壁板受冲击的损伤响应进行了计算分析,分别比较了壁板在受周向拉伸载荷、压缩载荷和无载荷三种应力条件下以及在不同水平应力条件下受到射弹高速冲击和极限速度冲击的响应情况,结果表明:压缩应力对促进结构的屈曲变形、拉伸应力对增大冲击损伤的孔径和程度影响明显。
数据源是信息融合系统最初的输入,对其进行定量评价可以为算法管理提供依据。通过定量计算,提出一种数据源质量评价新指标——易跟踪度,用以描述对数据源进行跟踪,是否容易获得理想的跟踪结果。实验证明,易跟踪度指标可以为信息融合系统的算法管理提供直观依据。
针对某型导弹姿态稳定分系统的测试点优选问题进行了分析研究。首先在相关性模型的基础上,综合考虑可靠性和测试费用的影响,利用信息论中熵的概念,建立了最大故障诊断信息量准则；然后根据信息量的大小依次选择测试点,确定出优选的故障诊断策略,并画出故障隔离树。实例应用表明：该方法是正确的、可行的,得到的诊断策略只需较低的测试费用。
针对加速度计温度补偿过程中的滞后性误差,提出了实时的温度补偿校正方法。建立了石英挠性加速度计的差分温度传导模型,并以此为基础对加速度计的输出进行了实时温度补偿校正。通过试验验证,此方法能显著减小温度对石英挠性加速度计输出的影响,有效地提高加速度计的测量精度。
WinCE操作系统下设计的导弹检测仪软件,集成了对CAN总线通讯技术、RS422通讯技术、AD、IO和定时计数器技术的控制和使用,满足对导弹检测的各项功能。通过硬件测试,该软件的设计是合理有效的。
为增强机载导弹自动测试系统的可移动性,文中设计了一种基于WUSB技术的测试系统,分析了系统的软硬件结构。所研究的测试系统采用模块化设计,用无线USB模块代替传统的连接电缆,使自动测试系统不受电缆长度和连接限制,易于转移和维护,提高部队的作战效能。
Java版SSL的JSSE协议是基于安全算法和握手机制的合成体,它利用JSSEAPI定义工厂类以获得套接字,并建立客户和服务器(C/S)端的密钥库和信用库。文中通过介绍SSL和JSSE的基本內容,重点分析了使用JSSE实现SSL服务器与客户端socket的方法,最后给出了如何在Java安全socket扩展包的基础上实现SSL加密通信。
通过火箭炮维修性验证试验与评估方法的应用实例介绍,重点阐述该试验方法在工程中的应用结果分析,并针对其关键问题进行探讨,提出了火箭炮基层级维修性指标验证试验与评估的应用方法。可供同类产品在维修性验证试验与评估时参考。
