针对弹载捷联惯导系统的在线标定问题,提出基于H∞滤波技术的“速度+姿态”匹配方法对陀螺仪和加速度计的误差进行在线标定。分析了主子惯导系统的时间不同步因素对H∞滤波估计的影响,并提出了一种新的时间延迟补偿方法。某型捷联惯导系统机载数据的半物理仿真试验结果表明,经在线标定补偿后弹载惯导系统的纯惯性导航定位误差降低了82.6%,从而有效实现了弹载捷联惯导系统的在线标定。
研究滚转弹道导弹的耦合特性。从滚转弹道导弹的耦合机理分析出发,运用对角优势度与Gershgor-in带定量的分析了某型滚转弹道导弹耦合特性,并初步分析了滚转弹道导弹耦合特性对控制系统设计的影响。分析结果表明:为了降低控制系统设计难度,滚转弹道导弹滚转速度应小于某一特定值,在起飞开始阶段其主要受运动耦合部分限制,而后则由控制耦合部分所决定。
惯性器件的误差会使导弹飞行参数计算产生偏差,直接影响导弹的命中精度,通过实验数据分离惯性器件工具误差系数并反馈给数学平台进行误差补偿是提高导弹命中精度的主要手段。在四元数的基础上建立了捷联惯导系统工具误差分离模型,并对该模型进行了工具误差系数分离。仿真实验结果验证了该工具误差模型的正确性,其系数分离结果要优于传统的欧拉角误差模型,该模型的建立为捷联惯导技术的工程实践提供了重要参考。
为了对抗雷达导引头受到的箔条冲淡干扰,将TOM匹配技术应用于反舰导弹搜捕中。首先简要介绍了TOM匹配应用于搜捕的优势,然后定义了用于反舰导弹搜捕的TOM表示方法与发射装订,最后根据定义的导引头观测TOM提出了TOM匹配方法和目标选择准则,实现反舰导弹的搜捕。仿真实验结果表明基于TOM匹配的搜捕方式可以有效的对抗箔条冲淡干扰,获得很高的捕获性能。
针对导弹整体式头罩分离运动过程,为了获得不同工况下头罩分离轨迹的可靠度,采用最小二乘方法拟合罩体运动轨迹曲线,通过多元线性回归方法建立拟合参数与飞行状态参数间关系;建立了安全边界方程,利用蒙特卡洛方法计算罩体运动轨迹的可靠度;考察了罩体运动过程中各随机变量变异系数对可靠度的影响;获得了整体式头罩分离运动的可靠性基本规律,为头罩分离机构设计和可靠性分析提供技术参考和有效方法。
高空高速无尾布局无人机全包线鲁棒控制因其宽泛的飞行包线和特殊的布局成为飞行控制设计的技术难点。文中把鲁棒控制设计分解为无尾飞机的鲁棒稳定和高空高速无人机宽包线飞行的鲁棒控制两步,阐述了适合于无尾飞机的鲁棒稳定结构,给出了全包线鲁棒控制设计方法,仿真分析显示较好的解决了无尾飞机从低空低速到高空高速的鲁棒控制。
针对不确定非线性BTT导弹控制系统,提出了一种基于模糊高斯基函数神经网络的自适应控制设计方法。在设计过程中将不确定部分合为一项,应用模糊神经网络的万能逼近性质来逼近系统不确定项,然后利用滑模控制和自适应模糊神经网络理论设计了控制器,应用Lyapunov稳定性理论保证闭环系统的稳定性,并推导出自适应律,最后通过仿真结果验证该方法的有效性。
为了获得捷联惯性导航系统的维修性信息,利用FMECA分析方法,对捷联惯性导航系统进行了维修性信息分析,得到了捷联惯性导航系统各部件的故障模式,及其影响、危害性和基本维修措施,为维修设计中的确定维修项目和要求、制定故障查找程序以及确定保障资源要求提供输入信息。该方法避免了传统维修性分析方法的盲目性和主观性,其分析结果更加全面和客观。
针对一类不确定非线性系统,提出了基于H∞跟踪性能的自适应反演控制器来削弱系统部分未建模动态和扰动带来的影响。首先用反演设计方法逐步设计控制律和更新律,并用自适应的方法来调节不确定的参数,然后利用H∞跟踪设计技术融入自适应反演控制中得到控制律。相对于传统的控制器,给出方法不仅保证系统闭环稳定,也能保证在没有总的不确定上界这样的宽松假设条件下整个系统H∞跟踪性能。仿真结果验证该方法的有效性。
研究了可实现小型无人机自主飞行的控制、导航算法。建立了描述无人机运动的状态空间模型,在此基础上分析了开环系统对扰动的响应。针对响应结果,采用最优控制理论设计了带有全维状态观测器的控制器;使用了基于李雅普诺夫向量场的导航算法并对控制器和导航算法进行仿真。研究结果表明,文中给出的控制和导航算法具有良好的性能指标,可跟踪任意航路点,从而可以实现无人机自主飞行。
为解决武器系统研制方案的优选问题,提出了一种基于灰色聚类决策的武器系统研制方案优选方法。该方法采用效用函数法解决评价指标意义、量纲不同且不同指标的评价值在量纲上悬殊较大的问题,利用德尔菲法与层次分析法相结合确定和计算评价指标的聚类权重,在此基础上通过计算比较综合决策测度实现了研制方案的优选排序。最后以某型地空导弹武器系统研制方案优选为例,验证了该方法的可行性和有效性。
针对一类非线性系统,考虑到系统的完全未知模型参数和扰动,提出了自适应模糊反演控制方法。首先因为模糊系统可以以任意精度渐近的逼近任意连续函数的优越性,采用自适应模糊控制理论设计模糊系统逼近系统未建模动态。然后采用反演设计方法逐步设计控制律和更新律,并用Lyapunov综合方法证明其最终一致渐进稳定。最后用仿真验证所给方法的正确性。
GPS信号的快速捕获是设计高动态GPS接收机所必需解决的一项关键技术。在高动态环境下,载体和GPS卫星之间的高速运动使信号产生很大的多普勒频移,同时由于频域带宽的增加,使频域搜索点的个数增多,给接收机快速捕获带来了困难。在分析了传统捕获方法的基础上,研究了在惯性信息辅助下进行快速捕获的方法,结果表明在高动态环境下采用惯性信息辅助GPS接收机捕获的方法可以明显的减少接收机捕获的时间,提高接收机的捕获性能。
为了满足导弹控制系统对于舵机的仿真要求,文中针对基于开关电磁阀的气动比例舵机进行了建模分析,系统采用了PID控制的控制策略,并通过了仿真和试验验证;结果表明,采用开关电磁阀的气动比例舵机具有良好的性能品质,所设计的控制算法是有效的。
利用数值模拟手段分析车载导弹行进间发射的动力学特性以及可行性。基于路面功率谱密度函数和随机数理论,创建了两侧不对称的三维随机土石路况模型;基于虚拟样机技术、有限元方法建立了战车系统行驶与发射一体化动力学模型;对不同车速和不同等级路面的行进间发射进行了动力学仿真。得到了战车及装置的动态响应情况、导弹的过载及运动特性和车速及路况对发射的影响规律。结果表明,行进间发射对车速和路面等级有一定限制。
对地面机动目标的跟踪问题是目标跟踪领域的难点,多传感器数据融合技术以及变结构交互多模型算法是解决地面目标跟踪问题的有效途径。针对目标运动特点,将地面目标运动特性和运动状态作为先验信息,设计了一种地面目标跟踪算法,给出了算法的详细步骤,算法主要采用了加权观测融合卡尔曼滤波器及采用模型组切换方法的变结构多模型算法实现。仿真及误差分析结果表明,该算法优于传统交互多模型算法。为地面目标跟踪算法的设计提供了参考。
基于最优控制的方法研究了自动驾驶仪的设计,并建立起导弹纵向自动驾驶仪经典控制设计和最优控制设计之间的联系。文中主要研究不同三回路驾驶仪结构,并最终基于鲁棒性找出最优的结构。通过基于最优控制的理论研究可以得知,不同的三回路驾驶仪结构,在相同性能的最优控制下可得到等价的闭环响应,但却具有不同的开环特性。
针对动力系数法计算弹体传递函数受小扰动假设约束的问题,文中提出了一种新的基于Hartley调制函数和最小二乘的导弹弹体模型辨识方法,通过阶跃、方波等信号的输入响应辨识了某型反坦克导弹的滚转通道和俯仰通道传递函数模型,并在六自由度弹道仿真模型中得到验证。结果表明:该方法得到的弹体模型比通过动力系数计算得到的模型更为准确,且不受小扰动假设约束,可以广泛应用于轴对称弹体。
针对导弹系统可测试性设计和故障诊断中的测试点选取问题,以相关性模型为基础,综合测试费用等因素提出了不同测试级别测试点优选方法和故障诊断策略。根据系统信号流关系建立拓扑有向图,得到相关性矩阵;根据测试点对故障检测、隔离或定位贡献大小及其费用的分析确定各测试点的价值度量。选择测试点,确定出优化的故障诊断策略。结果表明,用文中所提出的方法进行测试点优化选取,可以很好的满足不同测试级别的测试要求。
对无人机导航状态进行在线估计时,一般采用简化的数学模型,因此需要采用自适应卡尔曼滤波。目前工程中应用广泛的几种自适应卡尔曼滤波存在各自缺点,对进一步提高无人机导航精度以及实际应用上有不利影响。利用残差变化率在不同飞行状态下的差异,选择估计窗的大小,以此给出一种简化的SAGE-HUSA卡尔曼滤波算法。仿真结果表明,该方法计算量小、思路清晰,适用于无人机导航的工程实践。
为降低BIST测试功耗,采用一种改进的二进制粒子群算法对LFSR种子进行优选,使测试图形的长度得到减小进而降低了测试功耗;以ISCAS'85benchmark电路作为测试对象,同时用粒子群算法和模拟退火算法进行实验,通过对比结果证明了该方法简单有效,可以在不增加硬件开销的情况下大幅度降低BIST测试功耗。
GPS等导航系统具有广泛应用,但其可用性受限,且难以为用户提供持续的高精度导航。对此文中提出一种利用三颗同步卫星和一个浮空器组成转发平台的超视距导航系统,并以最小概率椭球体积为准则,研究该系统的优化布阵,经过理论推导和证明,给出一种简单、高效的空中平台布阵结构。仿真结果表明该布阵策略可以对目标区域形成最佳的几何构型,由于不涉及矩阵运算,因而计算量较小,具有重要的应用价值。
将高速长杆弹对半无限混凝土靶的侵入过程分为开坑、侵蚀阶段侵彻和刚体阶段侵彻。侵蚀过程中计算长杆弹质量的减少量,侵彻过程中计算侵彻深度的增加量,对侵彻增量进行求和得到侵蚀状态侵彻总深度。刚性阶段侵彻混凝土时,运用空腔膨胀理论计算侵彻深度。应用分析模型对钨杆侵彻半无限混凝土靶深度进行了计算,与实验结果吻合较好。
为了进一步提高金属射流量和破甲深度,设计了单锥和双锥药型罩相结合的两种不同结构的串联药型罩,且利用Truegrid和有限元软件LS-DYNA对两种聚能射流的形成及侵彻钢板的过程进行了数值模拟。结果表明:这两种结构均能很好的形成射流,能够有效提高射流对靶板的侵彻深度,且以双锥罩为前级的装药结构形成的射流比以单锥罩为前级的装药结构形成射流的速度要高,前者的穿孔孔径较后者要大,在相同条件下,前者对靶板的穿深较后者要深。
基于多体系统传递矩阵法和发射动力学理论,推导了“金属风暴”武器系统不同射序对应的系统初值,建立了“金属风暴”武器发射动力学仿真系统,仿真建立了“金属风暴”武器射序、射击间隔与射击密集度之间的定量关系,为通过调整“金属风暴”武器的射序和射击间隔来提高“金属风暴”武器射击密集度提供了可行的技术手段。
建立了35mm集束穿甲弹的物理模型,使用大型流体计算软件Fluent计算了其在不同马赫数下的阻力系数分布和前腔所受气动力分布规律。为了减小脫壳时外弹托对弹芯的机械干扰需要调整前腔的尺寸,计算了不同前腔尺寸下弹前腔所受的气动力变化,为下一步脱壳分析做好准备。
为了研究大锥角聚能装药射流形成和对钢靶侵彻过程中的一些特性,采用AUTODYN软件,对锥角聚能装药射流形成及侵彻钢靶过程进行了数值模拟。模拟结果表明:大锥角聚能射流是药型罩在爆轰波的作用下向后反转形成的漏斗型密实射流,其在飞行过程中,速度基本保持不变,而在侵彻钢靶时,侵彻速度和动能都迅速下降,直到再也不能侵彻钢靶为止。将数值模拟结果与实验结果进行了对比分析表明:数值模拟结果与实验结果相一致。
大多数进行的破片飞行规律研究都是针对高密度规则金属破片高初速短距离飞行的,而对低密度非金属破片以及长距离飞行的情况研究较少。文中采用理论分析和试验测试相结合的方法,对低密度非金属球形破片在长距离飞行下的速度衰减规律进行了研究。通过理论分析纠正了计算破片衰减速度的关键参数——破片空气阻力系数的取值;通过试验得到陶瓷球形预置破片的速度衰减情况。试验结果与理论分析对比表明,采用此方法计算出来的衰减速度是符合实际规律的。
为准确评估无控子弹对机场跑道的毁伤效能,在建立机场跑道和子弹有限元模型的基础上,运用动力学仿真软件ANSYS/LS-DYNA分别对子弹正侵彻、斜侵彻和带攻角侵彻机场跑道三种情况进行了数值计算,并将不同侵彻类型的毁伤效能进行了对比,仿真结果对提高无控子弹对机场跑道的毁伤效果具有一定的指导意义。
在分析了典型的错位隔断式传爆序列的基础上,借鉴一种微小型传爆序列的设计思路,设计出一种新的微小型传爆序列。这种微小型传爆序列主要特点是利用薄片状滑块代替了原来的隔爆机构。对此传爆序列进行了初步的传爆理论计算,理论上传爆是可行的。做了传爆实验,其结果是传爆实验是失败的。这说明此传爆序列还得进一步改进,但是仍然可以看出来此微小型传爆序列具有明显的优点和广阔的应用前景。
为了研究中心孔对聚能装药成形的影响,利用ANSYS/LS-DYNA软件对中心带孔聚能装药的成形过程进行数值模拟研究,研究了其成形过程,并分析了不同的中心孔直径对侵彻体成形情况和性能的影响。研究结果表明:当中心孔直径为装药直径的15%~20%时,在三倍装药直径距离处,侵彻体头部速度明显提高,侵彻体外形良好,其中,中心孔直径为装药直径的15%,头部速度最高,外形最好。
分析了当前关于破片毁伤的研究情况,提出研究战斗部整体毁伤效应的建议,并基于冲击波毁伤相关模型建立了目标冲击波损伤概率模型;应用通用仿真验证软件对引用及所建模型进行了验证仿真,通过仿真结果分析,得出了对作战过程中攻守双方均有意义的结论。
为了研究压电陶瓷驱动器的驱动性能,分析了以PZT-5H为驱动元件的叠堆型驱动器,采用简化的等效器件建立了电学模型。基于压电陶瓷材料的机电耦合特性运用ANSYS有限元分析软件对叠堆型驱动器进行了计算分析,得出输入电压与输出位移呈近似线性关系,通过控制压电陶瓷两端电压来控制其位移。仿真结果验证了此方案的有效性和可行性。该驱动器在自适应弹药上具有潜在的应用价值,可为弹头的偏转驱动装置设计提供参考。
炭化层粒子的反弹系数是固体火箭发动机中两相流动计算的一个重要参数。文中设计并建立了测量粒子侵蚀炭化层反弹系数的实验系统,应用直径为1.5mm的粒子对炭化层进行了不同角度下的侵蚀反弹试验,测得各入射角下的法向及切向反弹系数。通过对实验数据应用准牛顿优化算法进行三次方多项式拟合得到法向反弹系数和切向反弹系数随侵蚀角的变化关系式,可为粒子对绝热材料的侵蚀力的计算及固体火箭发动机两相流动计算提供参考。
末敏子弹的铅直落速、扫描频率及扫描间距是其稳态扫描的重要参数,对利用四元数法的欧拉运动学方程得出的仿真结果系统的比较了两种子弹的这些参数。结果显示单翼末敏子弹以其强非对称性的气动力结构形成的稳态扫描较之有伞末敏子弹具备落速更快、扫描频率更高、扫描间距更为密集的优点。鉴于实际作战环境中横风的存在,分别设定风速比较,结果表明单翼末敏子弹受横风的干扰较小。较之有伞末敏子弹,单翼末敏子弹有着无可比拟的优势。
为了探索胶粘固结发射药定容状态下的燃烧规律,由密闭爆发器定容状态方程推导出粘结剂燃烧结束点相关参数的确定方法,并对不同胶粘固结发射药进行计算。结果表明:粘结剂燃烧结束时基体药的燃烧质量百分数较大,共同燃烧阶段不可忽略;增大粘结剂含量会使基体药的燃烧质量百分数增大、粘结剂的燃烧时间和达到最大压力的时间延长,并使最大压力变小;基体药粒径越小,粘结剂与基体药燃烧阶段基体药燃烧质量百分数越大。
文中运用遗传算法在盒式应变天平上对测量元件进行单目标和多目标优化设计,并利用ABAQUS商用软件建立盒式天平的数学模型。通过有限元受力分析,对比优化前后天平应变梁的灵敏度和刚度变化。结果表明,考虑刚度因素的多目标优化结果优于仅考虑灵敏度的单目标优化;所采用的盒式应变天平遗传算法求解速度快,计算效率高。可见多目标遗传算法可以较好地应用于盒式应变天平元件优化设计。
为揭示固体火箭发动机试验数据隐藏的规律,提出了在R统计语言环境下开展试验数据分析的新方法。该方法以数理统计理论为基础,首先对试验数据进行通用处理如变换、滤波等,然后再进行内弹道仿真、参数辨识等专业领域分析。为验证方法的有效性,设计开发了相应的数据处理系统。该系统采用模型化图形输入交互操作方式,文末以一发发动机试验实测数据进行分析,仿真其内弹道性能,验证了本方法的直观性、准确性和有效性。
对国外某型号发动机进行反设计,分析了该发动机的总体结构形式,依据测绘的药型和喷管几何参数,推算出推进剂的性能参数,并计算出内弹道曲线。改进型发动机和基本型相比,提高了性能,并且改善了装药可生产性。
提出了由水冲压发动机推进的超空泡航行器简易结构。基于Reynolds平均N-S方程、Mixture多相流模型和完全空化模型,建立了超空泡航行器內外流场仿真模型。基于模型,对不同航速和结构参数下航行器流场进行仿真。分析得到航速、进水管路入口直径和喉径对航行器减阻及摄水性能影响规律,进一步计算得到以一定初速发射的超空泡航行器射程和速度变化规律。
为了快速获得准确的弹创空腔三维模型,首先对用X射线以正交方式同步拍摄的两张瞬时创伤空腔图像进行格式转换、对比度调整和除噪等预处理,然后采用水平集算法提取正交图像的边缘轮廓,最后在对瞬时创伤空腔剖面形状进行椭圆近似的基础上,利用Matlab强大的数据可视化功能进行三维重构。结果表明,该方法建立的弹创空腔三维模型直观、有效,可以为弹药设计和战伤救治提供理论依据。
在ISAR成像中,基于脉冲压缩的处理方法不可避免地会产生目标旁瓣现象。为了有效的抑制目标旁瓣,提高目标识别能力,文中提出了一种基于压缩感知理论的ISAR成像方法,该方法根据雷达原始回波信号与参考信号作差频处理后所得信号的稀疏特性,构造合理的傅里叶基矩阵实现雷达数据的稀疏表征,然后利用正交匹配追踪算法重构目标谱图,并得到目标旁瓣被有效抑制的目标ISAR像。最后,通过仿真实验验证了文中方法的有效性和可行性。
多测向站多目标交叉定位时存在定位虚假点问题,随着测向站和目标数目的增加,虚假点数量急剧增加,当测向误差较大时,正确关联率很低。针对这一难题,文中提出了一种结合时差信息的定位虚假点消除新算法,在利用测向站获取的方位角信息进行交叉定位的基础上,结合到达时差信息计算测向站之间测向数据的相似度,依据相似度最大的准则进行数据关联。仿真结果表明,改进后算法的正确关联率明显提高,从而能够更有效地消除虚假定位点。
为了保证电引信的可靠性和安全性,在设计或生产前有必要对电引信关键元器件进行可靠性测试,文中在分析了电引信关键元器件及其失效模式的基础上选择电引信部分关键元器件:起爆电路用闸流管、抗干扰电路用独石电容和点火电路用固体钽电容,设计测试电路,提出了在高机械冲击和高温条件下对电引信的性能参数进行动态可靠性测试的方案,并进行了试验,试验结果对电引信关键元器件的选型、筛选及后续测试具有一定的参考价值。
为了提高作战飞机的隐蔽性,提出了一种基于信息熵的机载多传感器管理与辐射控制方法,给出了基于辐射控制的机载多传感器系统协同跟踪方法。根据跟踪过程中距离估计信息熵与距离测量熵进行比较来实时控制雷达辐射,用序贯和IMM联合滤波算法对目标进行跟踪。对利用该方法的机载多传感器目标跟踪性能进行了仿真分析,仿真结果证明了该方法的合理性和有效性。
针对载体在大范围、多路标特征环境下,应用于SLAM的无迹卡尔曼滤波(unscentedKalmanfilter,UKF)所产生的Sigma点会逐渐偏离真实状态估计值的问题,提出了迭代测量更新的UKF-SLAM算法。当获得某一时刻观测值后,使用经过更新的状态估计值和协方差重新产生Sigma采样点,并进行UT变换,计算滤波参数。仿真结果表明,与平方根UKF-SLAM算法相比,能将载体状态估计误差在x轴和y轴分别降低约19%和21%,使载体状态估计值更接近真实值,并加快SLAM收敛速度。
人工红外光照射时目标与背景对比度的分析对目标的探测、识别、红外隐身技术的研究、红外特征的模拟有重要的意义。建立人工红外光照射地面目标的理论模型,从对比度的定义出发,推导出人工红外光照射时地面目标与背景对比度的一般计算式,对自然环境下人工红外光照射时目标与背景在全波段(0~+∞)、3~5µm波段以及8~14µm波段的对比度进行了仿真计算与分析。结果表明:采用不同功率光源照射目标和适当调整目标发射率能有效的降低目标与背景的对比度。
基于在复空间内将馈源辐射场分解为多个复馈源波束(CSB),提出了应用复源波束快速计算反射面天线辐射场的方法。每个CSB在反射面上的复反射点和复散射点可由复空间内的几何光学理论与几何绕射理论计算得到。计算机仿真结果表明,与物理光学法(PO)相比较,该方法具有计算速度快,精度较高,且计算速度与频率无关的优点。
雷达一维高分辨距离像对噪声极为敏感。研究一种新的小波去噪算法得到高信噪比的雷达一维高分辨距离像是实现精确目标识别的关键。文中对比分析了小波模极大值去噪算法和小波阈值去噪算法,并在经典小波阈值去噪算法的基础上改进了阈值函数,提出了一种新小波阈值去噪算法。实验证明新的算法能够更好的提高雷达一维高分辨距离像的信噪比,有效抑制噪声敏感性。新算法结合了软、硬阈值算法的优点,灵活度高。
利用人造物体与背景景物存在的纹理差异提出一种基于纹理感知的目标检测方法。该方法利用灰度共生矩阵计算景物的纹理特征,对物体的强度、方向和纹理特征进行非线性融合,突出纹理粗糙度弱的人造物体并抑制纹理粗糙度强的背景。理论分析和实验结果表明,该模型融入了纹理粗糙度和相似性等特征来组织目标,提高了目标检测性能。
磁阻驱动器是一种新型直线电动机。其工作原理是通过驱动线圈中的电流与拋体中的磁化电流之间的电磁力而加速拋体至预定速度。在给定驱动线圈结构和抛体参数情况下,抛体与驱动线圈组成的等效电感是驱动线圈中电流和拋体位置的非线性函数。通过有限元软件,仿真得到了等效电感数据,联立机电系统电压和功率平衡方程数值求解了磁阻驱动器发射过程中电容器上的电压及拋体出口速度的变化情况。利用铁磁质抛体进行了试验,验证了磁阻驱动器的实验出口速度与数值计算结果较为一致。
运用科学的方法对导弹装备采办风险进行评估能够有效的提高导弹装备采办的效率。构建了导弹装备采办风险评估指标权重的动态定权模型,通过指标间的相互关系对权重进行了修正;建立了导弹装备采办风险评估的变权模糊模型,通过指标值的大小对其权重进行了修正。最后进行了实例验证,结果表明,该模型能够真实的反应导弹装备采办风险的大小。
在有限的卫星导航定位系统频带中为了合理有效的利用频率资源而又不相互干扰,文中采用了基于BOC(binaryoffsetcarrier)调制方式的扩频信号直接捕获方法。针对传统的单边带处理法,提出了一种改进的单边带均值法,并对不同信噪比下的峰值检测结果进行了Matlab仿真。仿真结果表明,单边带均值法能减小噪声干扰缩短捕获时间、减小误捕的概率,能使捕获精度得到大大提高。
通用检测系统用于解决目前装备存在的系列问题,实现资源整合,检测适配器与描述软件是系统的重要组成部分。对适配器进行了详细介绍,包括适配器组成、电路设计原则等;描述软件用于提供测试所需的规范化描述并生成文档,包括被测对象信号与适配器描述、测试流程描述等。适配器有自检识别功能,保证平台安全运行;描述文档方便于测试软件的编写。在装备检测适配器及测试软件的配合下,检测系统可完成被测对象的性能测试与故障诊断。
毫米波系统具有全天候或低能见度条件下工作的能力,但毫米波被动探测图像的限制是分辨率。维纳滤波是对退化图像进行有约束处理的一种有效算法,文中给出了毫米波被动探测装甲目标的维纳滤波去噪。为进一步刻画毫米波被动探测目标辐射的表征方法,在分析毫米波被动探测能力的基础上,建立了目标毫米波被动探测辐射截面分辨能量体的新概念,并给出3mm被动辐射计探测单层隐身迷彩装甲目标的辐射截面能量分辩体的实测与分析研究。
针对机载无源定位存在滤波稳定性差、收敛速度慢、定位精度低等问题,提出一种观测域平方根UKF滤波算法,新算法充分利用了观测域滤波的自动解耦功能和平方根UKF良好的数值稳定性及非线性滤波能力,并通过最小偏度单形采样的UT变换减少了算法在状态域与观测域之间转换时存在的舍入误差,同时也提高了算法的运行效率。仿真结果表明新算法提高了滤波稳定性、收敛速度和定位精度。
D-S证据合成公式存在着一些不足,针对在计算冲突过大问题上容易出现与人们正常判断标准相悖的问题,文中提出了一种基于信息熵理论的新方法,利用证据数据焦元的差异度来取代证据理论中的冲突因子,结合信息熵理论重新确定焦元所占的比重,对证据进行加权处理,在加权处理过程中应用到指数熵的概念,解决了计算中容易出现不收敛的现象。通过与几种算法进行比较,得出文中算法在处理证据冲突、一票否决问题上的优越性。
为解决密集杂波下的目标跟踪难题,将目标的距离特征、方位特征进行模糊信息融合,并与概率数据关联算法相结合,得到一种优化的概率数据关联算法。该优化概率数据关联算法与密集杂波下较为有效的联合概率数据关联算法相比,不需产生所有可能的联合事件,因此计算量较小,易于工程实现。仿真结果表明,在不同的杂波环境下,该算法都可以取得令人满意的跟踪效果。
针对高自旋弹丸的转速测试问题,基于高等动力学及电磁学原理推导了在任意空间转动运动中薄膜线圈的输出公式并进行了模拟仿真,研究了基于薄膜线圈输出信号相位信息的转速测试原理及半周期的确定方法,并进行了实弹测试,对薄膜线圈输出信号进行小波消噪后,通过本方法得到的转速曲线和遥测结果是一致的,说明文中的转速测试方式是行之有效的。
针对D-S证据理论(Dempster-Shafertheory,DST)中Dempster组合规则在处理高冲突证据时的不足,以及DSm理论(Dezert-Smarandanchetheory,DSmT)在处理低冲突证据时置信度降低的问题,文中提出了DST与DSmT交互合成的目标身份识别方法。该方法先计算证据相似度,然后根据相似度对DST与DSmT交互合成,从而自适应处理证据。算例结果表明了该方法可以有效提高目标身份识别的准确性。
为了研究螺旋桨与弹载无人机的相互干扰,使用滑移动网格技术对螺旋桨进行数值仿真,借助颗粒轨迹、分段受力计算和相关力矩计算对仿真结果进行分析。分析结果表明螺旋桨的干扰会对无人机稳定性产生影响,借助副翼偏转和垂尾的恢复力矩可以使无人机保持相对稳定;螺旋桨的滑流掠过机翼使升力增加,并产生与螺旋桨扭矩相反的力矩。
介绍火箭武器系统模拟训练器的总体架构,详细分析教练员监控装置的设计方法及其关键技术。搭建局域网模拟武器系统的通信网,解决了模拟训练器的通信问题,利用自定义的报文队列进行系统报文的管理,实现了火箭武器系统的功能模拟和操作训练。
针对反潜巡逻机使用声纳浮标和自导深弹的攻潜效能研究,提出了一种基于蒙特卡洛法的效能评估模型。在建立了攻潜坐标系的基础上,定义了连投深弹射击深度的概念;给出了浮标声纳系统定位目标条件下,反潜巡逻机连投深弹的散布模型和目标分布模型;依据攻潜过程和命中判定条件,进行攻潜效能的仿真计算;最后,通过仿真结果证实了方法的有效性,并提出了一种连投深弹时投弹间隔的确定方法。
电磁主动防护系统在未来装甲车辆防护中将会扮演重要角色,文中对电磁主动防护系统拦截来袭目标的可行性进行了分析,采用数值积分法从理论上计算电磁拦截器的拦截概率,并在现有高射速武器射击效力数学模型的基础上,建立适用于本系统的拦截概率数学模型,使用Matlab对多种发射条件下的拦截概率进行了仿真,分析了影响拦截概率的各种误差因素,为完成电磁主动防护系统的研制和使用提供技术支持和理论参考。
提出了一种基于模糊综合评判模型的雷达信号分选新方法。首先采用传统信号分选方式对到达角或到达时间等常规参数进行提取,然后利用小波变换法提取雷达信号的脉内特征,根据层次分析确定权重,建立分选模型进行分选。计算机仿真结果表明,该方法能够有效地分选雷达信号。
阐述了发射箱温控系统设计中保温层厚度、冷热负荷、制冷制热量和相应电源功率的计算步骤,提出了一种基于工况和查表的半导体制冷量快速估算方法。给出了系统软硬件设计,运用单向温度控制、温度偏差梯度控制和PID控制等方法,探讨了适用于多传感器和多热泵交错阵列式分布调温系统的控制策略。测试表明系统在控制精度、温度均布性、能耗效率和自动化程度等方面优于已有装备,对延长待机时间和优化箱体内环境控制有积极意义。
通过对(野战)炮兵群(团)指挥系统信息流进行详细的需求分析和对数据压缩技术的深入剖析后,提出了炮兵群(团)指挥系统在信息交互中应用LZW无损数据压缩技术对交互的信息进行压缩传输->解压缩的方法,并对无线传输的数据进行了压缩前后的对比,压缩传输取得了较好的效果,提高了信息交互的实时性和可靠性。
为了获得高精度且稳定的地磁信号,设计了基于磁阻传感器的地磁信号采集与存储系统,并建立三轴磁阻传感器灵敏度误差、非正交误差和零点漂移误差参数模型。根据工程优化设计思想建立误差参数的目标优化函数,应用坐标轮换法获得最优误差补偿参数。利用最优误差补偿参数,通过仿真,使磁测数据标准差从0.03Gs降低到0.01Gs。仿真结果表明,通过对实际磁测数据进行误差补偿,可以有效提高磁测数据精度和稳定性。
作为飞行器测试系统中的重要组成部分,弹载记录仪用于记录飞行器在发射和飞行过程中的各种参数。文中给出了某型制导炮弹弹载记录仪的设计,系统在DSP控制下能将多路模拟及数字信号存储在FLASH中,对于武器在研制过程中的一些关键测试数据能够进行实时记录。经多次匹配试验,系统工作正常,完全达到了设计的要求。
