为实现弹道导弹仿真模型的快速建立,基于Modelica语言设计开发了弹道导弹模型库MissileLib。文中简要描述了Modelica语言的特点,详细介绍了模型库的体系结构,与Simulink工具箱中的AerospaceBlockset模型库进行了比较,最后基于该库快速搭建了某弹道导弹仿真模型并进行仿真,结果得到验证,证明了模型库的实用性与模块的正确性。模型库模型种类丰富,实现了知识的重用与积累,基于该库可以快速搭建弹道导弹模型进行仿真,实现弹道导弹飞行性能的快速评估。
文中对某滚转稳定反坦克导弹的俯仰和偏航通道建立了制导控制一体化数学模型,在末制导段分别采用经典方法和一体化方法设计了滑模制导律(SMG)和自适应滑模一体化制导控制律(SMGC),建立了基于dSPACE的半实物仿真系统,并对两种制导律进行了数字和半实物仿真,结果表明:一体化方法优于传统方法,可有效提高导弹制导性能。
为了达到某型装备用的MMW/IR双导引头数据融合装置性能指标及其特殊需求的目的,设计了整体性能最优的数据融合平台的软、硬件实施方案,制定了数据融合平台的测试评估准则,通过利用测试平台的测试软件对数据融合平台硬件系统进行仿真、测试,得到了较好的测试结果,试验结果数据有效地证明了硬件系统设计的正确性与可靠性,同时有效的验证了数据验证算法的有效性,达到了较好的实用效果。
建立了一种基于空空导弹制导系统虚拟样机的引战系统仿真模型,用于研究导弹对目标的毁伤过程、引战配合效果以及引信和战斗部参数优化等。以制导仿真输出的实时弹道信息和目标三维外形为基础,构造了引信探测、延时起爆、战斗部飞散、毁伤计算等模型,仿真结果输出到视景仿真模块,用于末端交会过程的实时显示。引战仿真和制导仿真、视景仿真连接后,构成了完整的空空导弹虚拟样机。该虚拟样机运行效果良好,验证了引战仿真系统建模的合理性。
采用电视制导的小型空地导弹要实现大落角攻击,主要受导引头框架角、导弹飞行高度、导弹可用过载三个方面的约束。常用的大落角导引律有框架角门限比例导引、过重力补偿比例导引和落角补偿比例导引等,设计与仿真结果对比表明,带过重力补偿的比例导引方案需用过载小,可使导弹在进行大落角攻击时满足各方面的约束条件。
将捷联图像制导导引头实物和遥控中心引入仿真回路,利用虚拟场景,不仅为测试、改进导引头和目标识别与跟踪算法提供试验条件,更直观显示出弹丸的实时受控飞行弹道和相关数据。文中重点讨论了系统中的关键技术:虚拟场景生成系统、弹-目相对运动关键参数的计算以及系统实时性和子系统之间的协调同步问题等。该系统已成功应用于某型捷联图像制导导弹武器系统的半实物仿真试验中,取得了令人满意的效果。
文中研究了一种耦合严重的倾斜转弯高超声速巡航飞行器俯仰/偏航通道的自动驾驶仪设计问题。首先设计了一种比例-积分型的预补偿阵对耦合模型进行预补偿,然后对近似解耦的俯仰/偏航通道分别设计了自动驾驶仪,设计方法物理概念清晰,自动驾驶仪结构简单。仿真表明自动驾驶仪解耦效果明显,具有良好的指令跟踪性能和抗干扰能力。
为了实时解算弹丸滚转角,根据二维磁阻传感器测量转速的原理,设计了弹丸滚转角的实时解算算法。选用TMS320F2812作为处理器,提高了滚转角解算的实时性。进行了滚转角的解算试验和误差分析,试验结果表明,通过选择合适的试验参数,该设计能够较准确的解算弹丸的滚转角,使其误差保持在±5°以内。
机载武器传递对准时,机翼挠曲变形等因素都会对子惯导的对准精度产生影响。针对空基导弹捷联惯导系统动基座传递对准的工程需要,重点考虑机翼挠曲变形带来的对准误差影响,采用“速度+姿态”的匹配方案设计了降维传递对准滤波器,并对其进行了仿真验证及计算复杂度分析。仿真结果表明,设计的17维设计快速传递对准滤波在4~6s內已收敛到亚毫弧度级,在保证对准性能的同时明显减小系统的计算复杂度。
为提高红外成像导引头动态性能和跟踪精度,结合模糊控制与经典PID控制优点设计了一种模糊PD控制器,该控制器对系统参数变化及外界干扰具有很强的适应能力。仿真结果表明所设计的模糊PD控制器具有良好的动态特性和跟踪精度。
研究了FOGSINS/GPS组合导航系统不同步时间产生的原因及其鉴定方法。在该鉴定方法中,通过考察FOGSINS/GPS组合导航系统不同步时间与纵向加计零偏的卡尔曼滤波稳态估计值之间的定量关系,给出一个经验公式。使用某型光纤陀螺捷联惯导系统采集的静态导航数据和模拟的飞行动态轨迹进行了半物理仿真,仿真结果表明,当不同步时间小于0.5s时,该鉴定方法的估计精度优于80ms。
为提高半自主式坦克火控系统的连续打击能力,克服在坦克上安装雷达等方式存在的改造成本高、暴露性能强、资源浪费等弊端,实现坦克火控系统多目标跟踪功能,提出了一种基于新型坐标体系和GPS定位的多目标跟踪的新方法。该方法通过在新型坐标体系下的目标位置记忆、目标位置预测和火炮角度定位,可实现对多个目标位置的粗略跟踪。实验结果表明,此方法对于数量为四个以下的多目标跟踪具备较高的准确率,具有较高的军事经济价值和良好的应用前景,是一种可行有效的多目标跟踪方法。
针对空战对抗中武器系统使用评估时效性差的问题,在分析评估所需数据种类的基础上,设计了数据链信息下传流程,分析了数据时延机理,然后根据导弹攻击区和杀伤概率区评估导弹发射条件的优劣。根据数据链下传的飞行参数和武器参数,模拟出目标、导弹飞行虚拟轨迹,判定导弹的攻击效果。通过设定三组仿真场景,分析在不同发射区域和目标机动的情况下导弹不同的命中概率,验证了文中提出的实时评估方法的有效性。
为了加快某新型水下自主航行器的研制,针对其特点完成了水下航行器半实物仿真系统的设计与实现。概括了半实物仿真系统研制过程,介绍了系统的工作原理和总体设计方案,提出了硬件和软件设计方法,完成了水下航行器半实物仿真系统的工程实现。结果表明半实物仿真系统具有实时性强、仿真精度高、结构紧凑、功能完备的特点。半实物仿真系统对优化水下航行器系统设计、改进制导性能、提升作战效能有着重要的实用价值。
在多目标跟踪问题中,如果目标数未知或者随着时间的变化而变化,那么联合概率数据关联(JPDA)等一系列在目标数已知时使用的跟踪算法就难以应对,而概率假设密度(PHD)滤波算法将目标集合数看成一个随机集,避免了数据关联问题。文中将PHD算法与JPDA算法进行了比较,仿真实验结果表明:在杂波环境下,PHD算法对目标数未知或随时间变化的多目标跟踪情况良好,在相同仿真条件下,PHD算法在时间上花的代价比其他算法更少。
惯导系统导航精度评估通常采用蒙特卡罗法,计算量巨大,为此提出了基于环境函数矩阵的导航精度快速评估方法。利用环境函数矩阵建立了惯导系统设计指标和导航精度之间的联系,从而可实现对导航精度的快速评估,也可根据导航精度反推对惯导设计指标的需求。与传统的蒙特卡罗法相比,该方法避免了大量弹道仿真计算,具有计算量小、速度快的特点,在惯导产品选购及论证等方面具有重要实用价值。
惯导系统的导航精度随着导航时间的增加而增加,其中惯性测量元件是影响惯导系统的主要因素。旋转调制技术能够在现有惯性元件精度的条件下大幅提高系统导航性能,是提高惯导系统长时间导航精度的主要方法之一。文中在国产平台式标准惯导系统的基础上,通过改进算法和方位施矩回路,将由惯性测量元件水平方向上随时间发散误差量调制为常值误差,并通过阻尼进行消除,从而实现系统的高精度性能。仿真和试验验证结果表明,文中所设计的系统达到了预期的目的,具有较好的实用价值。
在机动目标跟踪研究领域,“当前”统计模型自适应跟踪算法(ATS)在仅有位置观测信息的机动目标跟踪中具有一定应用价值。针对ATS算法中目标最大机动加速度为预设的常值,存在不能很好的适应各种机动情况的问题,对目标最大机动加速度进行实时自适应调整优化设计,使目标最大机动加速度以指数形式实时逼近加速度估值均值。改进后的滤波算法保持了原算法机动加速度的分布特性,提高了目标的跟踪精度。
讨论了空地反辐射导弹(ARM)中应用的机载单站对固定辐射源的无源定位问题,采用方位角及其变化率和俯仰角的测量信息,建立状态模型和观测模型,运用EKF算法,实现了对雷达目标的定位与跟踪。Monte-Karlo仿真表明,观测器与目标距离在一定范围内变化时,随观测次数增加,两者的相对距离误差变化曲线收敛到一个较小的数值,说明载机观测器对目标的定位跟踪达到了较高的精度。
针对舰载导弹发射问题,进行导弹出筒姿态影响因素研究。基于能量谱原理对舰艇随机摇荡运动进行了数值模拟;利用多体动力学原理建立发射系统模型,分析了舰艇的横摇、纵摇、垂荡、航速和导轨间隙对导弹出筒姿态的影响;建立了参数化模型对间隙进行了优化。分析结果表明,横摇、纵摇及间隙对导弹出筒姿态存在一定影响,垂荡和航速几乎不产生影响。得出系统总体设计方案基本可行,研究为发射系统初步设计评估和再设计提供参考。
针对导弹武器系统作战效能难以量化评估的特点,为使超音速空地导弹间作战效能的评估排序更接近实际,通过分析其基本组成结构和典型作战过程,提出了一种新的作战效能评估指标体系,并在引进两种灰色加权关联度的基础上,阐述其组合模型,合理量化指标体系,从而对参评导弹武器系统的综合作战效能进行评估排序。经实例验证,评估排序结果与实际吻合,可为相关单位研制和发展新型导弹提供参考。
针对目前大多数视觉跟踪算法仅采用颜色特征进行跟踪,易导致跟踪错误的问题,提出了一种基于颜色和轮廓特征的改进粒子滤波算法。算法利用粒子滤波(PF)对目标进行预测,通过Camshift搜索对粒子进行优化,根据搜索窗口面积信息将目标的颜色和轮廓信息自适应的结合起来。实验表明,该算法在处理遮挡和相似色干扰方面优于传统的PF+Camshift跟踪算法,且具有良好的鲁棒性和实时性。
研究了舰载防空导弹武器系统在目标为非零航路捷径时的射击次数计算模型。依据假设条件分析了零航路捷径时的射击次数模型。得到非零航路捷径时的射击次数方程组模型。并将此模型推广得到多通道舰空导弹的射击次数模型。仿真得到单通道和多通道时的射击次数与航路捷径、射击次数与高度的曲线。
为了提高机动性和末端精确制导能力,未来的空空导弹有必要使用直接力装置。基于空空导弹的特点,空空导弹用直接力装置必须进行小型化设计,以减小重量、缩小体积。文中针对一种适用于空空导弹的直接力装置进行了方案研究,并对其进行了强度与内流场仿真计算,仿真结果表明该方案可行,为直接力装置将来在空空导弹上实际应用作了技术储备。
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神经网络控制设计方法。在设计过程中将干扰项和模型不确定项合为一项,应用模糊神经网络的逼近性质来逼近系统的不确定项,然后利用H2/H¥理论来削弱逼近误差和外部的扰动,通过确定适当的价值函数从而推导出自适应律。最后通过对BTT导弹的六自由度仿真验证该方法的有效性。
文中探讨了在导弹下降飞行过程中多普勒波束锐化(DBS)的回波信号特性和成像特点。根据建立的DBS工作几何模型,推导了目标距离表达式,讨论了目标距离的时间变化特性和工作过程多普勒参数的变化,以及各重要参数的选取问题,采用重频不变FFT法对点目标阵进行成像。由于在整个成像过程中,弹体高度不断下降,成像存在几何失真。
野战炮兵战术导弹包含地地战术导弹、防空导弹、反坦克导弹三种类型。根据野战炮兵战术导弹生存能力的几大要素,从概率角度建立了三种类型导弹的生存能力评估模型,并进行了验证计算,计算结果符合实际,表明生存能力评估模型推导正确,为炮兵战术导弹生存能力指标论证和评估提供参考。
为更合理设计混凝土靶抗侵彻相似试验,以混凝土材料的粘塑性本构关系为基础,根据相似理论,建立了卵形弹高速侵彻混凝土靶时相似律的一般形式。同时,结合工程计算方法,对其进行深入的分析。结果表明:考虑应变率影响时其几何相似律是不成立的,而且在缩尺比较大时,几何相似律偏离愈加明显,这是因为混凝土的应变率效应使得相似律发生了平移和偏转。通过对计算结果的分析和拟合,得出对原几何相似律进行修正的公式。
为评估装药埋深对机场跑道爆破毁伤效应的影响,采用非线性动力分析程序对机场跑道进行了爆炸破坏数值模拟,对比分析了不同埋深下爆炸漏斗坑尺寸、爆腔半径、靶体各层损伤区域分布情况,计算表明,存在一个最佳爆深使得爆破漏斗坑体积达到最大值。初步给出了爆炸破坏参数与装药埋深的关系。
为明确高温预混气火焰传播规律,计算了不同初始温度、压力及当量比下氢气/空气、甲烷/空气、乙烯/空气的层流火焰传播速度,分析了层流火焰传播速度随混合气初始状态的变化规律;并结合经验公式给出不同层流燃烧速度下湍流火焰传播速度随脉动速度的分布规律。结果表明:对于轻质碳氢燃料,高温高压条件下,层流火焰传播速度随混合气初始温度增加而增加,随初始压力增大而减小;高温高脉动速度条件下,湍流火焰速度达百米/秒量级。
热对引信的性能有着重要影响。为了构建引信热特性分析虚拟试验系统,分析说明了系统的功能模块和架构,利用VB语言作为软件开发工具,集成有限元分析软件,建立了引信热特性分析虚拟试验系统。结果表明,系统能够在一个集成环境下完成引信热特性分析,缩短了分析周期。
针对仿真模型的网格密度对聚能侵彻体成型的影响问题,通过LS-DYNA仿真软件和X光成像试验的对比研究,得到了网格密度对毁伤元EFP和JPC速度、长径比等成型参数的影响规律。结果表明,当取装药网格尺寸为0.024倍装药口径时,满足聚能侵彻体成型计算精度的药型罩轴向网格尺寸应为0.4~0.6倍装药网格尺寸。
根据部队对动能弹有效驱散人群而不致伤残的战术需要,以制式步枪为平台进行研制的分体式发射接口的超口径弹药——某NV型防暴动能弹。为实现该弹战斗部的非致命效能,文中分别从弹丸设计、材料选择、弹筒形状、弹托、密封盖设计等要素进行考虑,提升防暴性能指标。通过样弹试验,NV型防暴动能弹基本达到非致命效能设计要求。
文中应用三维有限元程序(LS-DYNA),对射流侵彻反应装甲飞板运动变形及干扰射流的过程进行数值模拟,对比实验结果,反应装甲飞板运动与变形过程与实验结果基本一致。数值模拟结果还表明:射流斜侵彻反应装甲时,飞板不仅对射流具有“切割”作用,同时还使后续射流发生偏转,射流偏转速度与卵石模型基本吻合。
分析了炮射温压弹对人员目标的各种毁伤效应。基于某杀爆弹模型设计了三种温压弹模型,计算了两种弹药模型的超压场和破片场,比较了两种弹药模型对于人员目标的毁伤效能。研究表明炮射温压弹不仅能提高超压毁伤威力,也能保持较高的破片毁伤威力。研究结果可为炮射温压弹的优化设计和毁伤效能分析提供重要参考。
机电引信水平转子隔爆机构发生故障时仍处于静态平衡,因此常用的动态特性仿真方法并不适用。分析了转子的受力状况后,指出产生故障的主要原因是簧片加载侧位销阻碍了转子的转动,改进方法是通过转子结构改进而优化其受力状况。理论分析及实验证明,改进后的转子能可靠的解除隔爆,提高了引信的工作可靠性。
为了适应新型毫米波无线电引信的研制需要,设计出一种适合毫米波引信使用的宽频带、高增益、低功耗及噪声抑制能力强的低频预处理电路,并对该电路进行了实验室测试及炮射试验。结果表明:该电路性能良好,为新型毫米波无线电引信的发展提供了一定帮助。
利用LS-DYNA3D有限元软件对钨合金长杆弹斜侵彻运动靶板进行了数值模拟研究,从长杆弹剩余速度和靶板破坏程度的角度分析了动能弹体斜侵彻横向运动靶板的能力。从中得出了弹体的变化规律和靶板的物理图像,结果表明:长杆弹初速度及长细比、靶板运动方向及速度、靶板的倾角对弹体的侵彻能力都有很大的影响。
为了评估某燃烧弹对目标的毁伤能力,文中通过编程计算的方法,计算了在不同弹药数目、散布均方差、引燃纵火炬散布半径下对油罐车及弹药箱穿燃及引燃概率,并分析了弹药数目、散布均方差、引燃纵火炬散布半径等因素对毁伤效能的影响。计算结果表明:在特定的目标区域和分布下,散布均方差是影响毁伤效能的主要因素;引燃纵火炬散布半径设计为40~60m较佳。
文中基于旋转条件下长尾喷管发动机三维两相流场计算结果,通过提取烧蚀边界参数,分析了该条件下的绝热层烧蚀机理,建立了二维炭化烧蚀模型。开展了不同颗粒直径和旋转速度条件下的绝热层烧蚀预示。计算结果表明旋转条件下烧蚀部位发生显著变化,且烧蚀率随旋转速度的增加而增大;后封头部位的烧蚀主要是由旋转引起的颗粒冲刷主导。
为了评估燃烧加热器污染组分对超燃冲压发动机燃烧室燃烧性能的影响,采用CFD软件分别对纯净空气和污染空气来流条件下的燃烧室流场进行了数值模拟。对数值模拟方法进行了实验验证,数值模拟值与实验值吻合较好。数值模拟结果表明:实验气体中含H2O和CO2时,燃烧室壁面压力和燃烧效率降低;煤油燃烧加热器产生的污染组分对燃烧性能的影响小于氢氧燃烧加热器,采用煤油燃烧加热器的结果更接近纯净空气。
低来流马赫数时,侧向压缩将是RBCC发动机进气道的主要压缩形式。文中开展了侧向收缩比对RBCC侧压式进气道起动性能的影响研究。采用数值模拟方法获得了进气道的流场分布和性能参数。结果发现,不同侧向收缩比的进气道在起动过程中都伴随着流场结构的突变,且该突变和总压恢复系数的突然增加是同步的,这种同步性对应的来流马赫数就是进气道的起动马赫数。对于RBCC侧压式进气道,需权衡利弊,选取大小合适的侧向收缩比。
为了减弱发动机燃气射流对发射装置的冲击和烧蚀作用,对固体火箭发动机尾焰的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的流场进行了对比拍摄。对两种状态下的流型和温度场分布进行了对比分析和研究,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积从而达到降低热冲击烧蚀效应的结论。
为有效评估复合固体推进剂的老化失效需要构建其结构状态参数与力学性能参数之间的关系,应用神经网络理论建立了复合固体推进剂结构状态参数与力学性能参数之间的定量关系模型,结合实验数据对模型进行了仿真计算,结果表明,建立的模型适用于固体推进剂结构状态参数与其力学性能关系的研究,能够用来评估复合推进剂的老化失效。
为了合理设计空空导弹尾部的热结构,通过数值仿真对不同飞行高度、飞行速度和燃烧室内压状态下导弹尾喷流对后端热结构的影响进行分析,获得了影响导弹尾部热环境的规律。研究结果表明,导弹后端面热环境的恶劣程度随飞行马赫数和燃烧室内压的增加而增大,但在中低空情况下飞行高度变化对其影响较小,数值模拟结果与地面点火试验及空中飞行试验结果相吻合。
文中研究了形函数线性扰动法、特征参数描述法､正交基函数法和CST方法这几种翼型参数化方法,对比了这几种翼型参数化方法用于对称翼型、弯度翼型和超临界翼型的拟合精度,拟合结果表明CST方法的拟合精度优于其他几种翼型参数化方法。建立了这几种翼型参数化方法的气动分析模型,采用拉丁超方试验设计方法获取样本点,构造了这几种翼型参数化方法的气动Kriging代理模型,将遗传算法与Kriging代理模型结合进行翼型的优化设计,并用两个算例对这几种翼型参数化方法进行验证。
通过对国内外一维弹道修止阻力机构的研究现状进行分析,提出并设计了一种新型的变面积增阻式修正机构。这种新型的一维阻尼修正机构克服了原有机构中只能进行一次修正、必需严格保证展开时间以及展开时间推算复杂等问题。仿真结果表明,新型修正机构的阻力片能够根据系统要求展开到位,并且能够满足展开同步性、快速性的要求。
通过与试验结果的对比,验证了基于求解Euler方程的数值模拟方法在计算导弹气动特性中的有效性。在此基础上采用数值模拟方法研究加装弹身长边条对导弹大攻角气动特性的影响。与无边条外形相比,安装弹身长边条后,导弹在大攻角条件下的法向力和纵向压力中心变化不大,但非对称姿态下的偏航力矩和低超音速时的滚转力矩有明显减小,表明在弹身上加装长边条可有效改善导弹滚动通道的稳定性。
通过扩展最小二乘交汇结果弹道参数所在的线性空间,使得弹道结果所在的空间能够表示测量误差信息,然后利用初始弹道进行仿真诊断测量误差信息。这样同时利用了测量冗余信息和弹道参数先验信息来优化弹道解算结果,使得弹道结果更加精确、完整。仿真算例表明:这种方法能给出测量元的误差诊断,提高弹道解算结果的准确性和完整性。
基于高超音速空气动力学的特点,使用未经修正的牛顿正弦平方律完成了给定攻角条件下旋成体的气动力建模。运用三次参数样条拟合旋成体母线,获得了以型值点表示的母线方程,建立了型值点与气动特性之间的关系。最后以最小化气动阻力为优化目标,求解KKT方程,完成了旋成体气动外形的最优设计。
在分析风场对弹头再入精度影响的基础上,提出了通过修订装订诸元的方法实现对再入弹头风场的修正。运用实测风场数据,拟合建立了风场的修正模型,仿真验证了拟合风场和实测风场对弹头落点偏差影响的差异,证明拟合风场和实际风场是比较接近的。弹道仿真表明,风场对再入弹头的影响随着导弹射程、射向的变化有明显的影响,通过所建立模型的修正,可以有效地提高弹头再入落点精度。
导弹仿真对试验鉴定的意义重大,文中基于试验应用的目的而开展了导弹仿真的研究。应用Matlab软件中的Simulink和Aerospaceblockset建立了比例导引律下导弹的6D仿真程序,给出了建立该程序所需要的力学和制导控制模型。介绍了建立模型的关键步骤以及各模块的详细建立方法、公式等。给出了该模型在试验中的应用建议并结合实例直观的演示了导弹飞行过程,仿真结果说明了程序连接的正确性。
TBM再入段机动会导致防空反导武器系统对其的跟踪、识别和拦截困难。针对这一问题,文中提出了基于区间预测的Verhulst预测方法。首先利用区间预测对原始数据进行处理,将修正后的样本带入Ver-hulst模型进行预测。通过对算例验证,得到了较为合理的预测数据。对三种方法的预测数据进行对比分析可以看出,新方法收敛性好、误差小的优势。
多径误差是GPS定位主要误差源之一。目前采用自适应天线阵抑制多径信号多针对单信源且假定直达信号和多径信号方位已知。文中将相干环境下方位估计和多波束形成抗干扰相结合,在基于相干解耦最大似然方法(CDEML)对GPS各工作卫星直达信号和多径信号方位估计的基础上,对GPS各工作卫星采用多约束最小方差波束形成器(MCMVB)技术,使各方向图在直达信号方向获得大增益的同时有效抑制多径信号。仿真结果表明该方法的有效性。
为解决防护门快速关闭的问题,在介绍防护门作用过程的基础上,提出了一种采用炸药爆轰点燃拋射药建立高压的快速启动技术。通过对快速启动系统作用过程的分析,给出了快速启动技术的时间序列组成及时间分配。利用经典内弹道对快速启动技术中的关键时间进行了分析计算。结果表明,采用炸药爆炸的快速点火方式,可以大幅度降低建压燃烧时间,降低幅度在一个数量级以上,可以满足使用要求。
振动特性是影响多联装串联发射武器射击精度的重要因素之一。文中应用多体系统传递矩阵法,建立了多联装串联发射武器发射动力学模型和各部件传递方程、传递矩阵、系统的总传递方程、总传递矩阵、系统特征方程。编制了多联装串联发射武器振动特性仿真程序,仿真获得了多联装串联发射武器的固有频率和振型,建立了多联装串联发射武器系统结构参数和振动特性间的定量关系,为多联装串联发射武器发射动力学研究和射击精度提高奠定了基础。
通过对航天测量船惯导平台控制原理分析,推导出基于陀螺漂移累积值的标度误差计算公式,并提出动态条件下陀螺标度误差修正的新方法。应用结果表明:该方法具有较高的可信度,能够解决动态情况下惯导陀螺标度误差无法实现修正的技术难题,极大提高测量船惯导数据精度,具有一定的实际应用价值。
液压调平系统广泛的应用在现代国防与民用技术中,而调平系统是一复杂的非线性时变系统,且在调平过程中会出现液压支腿之间、支腿与倾角之间的“牵连耦合”问题。针对这一问题采用基于目标面的调平方法,提出“以面调面”的面调平技术,通过调平平面与目标平面的相对位置输出控制量,设计了多输入多输出的MIMO非线性动态解耦模糊控制器。在调平过程中解决了耦合问题,实现多点调节。通过某型特种车辆和某型雷达车的现场应用和实验验证,很好实现了液压平台的精确快速调平。
以液压舵机为例,提出了一种在多种环境下对液压舵机完成一体化建模与联合仿真的方法。在AD-AMS软件和工程仿真软件MATLAB特点的基础上,在ADAMS中建立了机械系统和液压传动系统,利用MATLAB/Simulink建立了液压舵机控制系统仿真模型,实现了机电液系统的有机集成,完成了机电液一体化联合仿真。研究结果表明:文中采用的一体化建模与联合仿真方法得到液压舵机较准确的仿真模型,所得仿真结果更真实可信,有助于液压舵机性能指标的验证和设计改进。
SURF通常采用的积分图像求取算法存在内存消耗大、时间花费多的问题。文中以降低内存消耗和时间花费为目的,分别对两种求取积分图像的Viola算法和Lewis算法进行改进,并结合SURF算法只基于积分图像计算而不使用原图像的特点,提出了两种只占用一个图像空间的直接替换算法。经实验分析与结果验证,这两种直接替换算法在执行时不仅大大降低了内存消耗,而且其时间花费均明显少于Viola和Lewis算法。
为了满足高超声速风洞建设的需要,开展了串联式超声速环形引射器系统的状态模拟及方案论证。结合已有的风洞尺寸,采用一维处理方法,针对试验马赫数4、6、8,对Φ2m高超声速风洞两级串联式超声速环形引射器进行方案设计,得到各级质量流量、前室总压和临界截面马赫数等参数。结果表明:Φ2m高超声速风洞采用串联式超声速环形引射器方案能保证风洞的正常运行,但气源系统和场地要求苛刻,风洞运行成本偏高。
通过火箭炮可靠性鉴定试验与评估方法的实例介绍,阐述应用于外场可靠性统计试验中的要点和原则,针对确定试验方案的两个关键问题进行分析,给出解决问题的办法,提出了火箭炮外场可靠性鉴定试验应用方法。文中方法适用于可靠性鉴定试验方案中故障判据数较小的情况,尤其是在试验经费不足的情况下,具有一定推广价值,同类产品确定可靠性鉴定试验时可以参考。
在水下高速航行的空化器尾部的低压区会形成空泡。文中利用二维轴对称模型,对5种不同空化器下的超空化流动进行了数值模拟。提出了容积阻力系数的方法来判断不同空化器的减阻能力,利用数值方法获得了几种空化的容积阻力系数,获得了其随空化数的变化规律,并拟合成了代数公式。文中结论可供超空泡航行体的研究与设计参考。
当以逆M序列信号作为测试输入信号时,传统的相关辨识法往往采取增加序列长度N来提高系统的辨识精度,这将会提高系统硬件设计上的要求。文中在研究先前相关辨识法的基础上,利用带有遗忘因子的最小二乘方法对传统的相关辨识法进行了改进。仿真结果表明,在不增加序列长度N的条件下,改进的辨识方法有着更高的辨识精度和更强的抗干扰能力。因此,改进算法在参数辨识领域有着广阔的应用前景。
线性阵列天线的相关计算方法是共形天线研究的计算基础,文中给出了线性阵列的远场辐射场的计算过程,然后在此基础上得到环形阵列天线的计算方法。而柱形共形天线阵可以看成是环形阵叠加在一起,进而又得到柱形共形天线阵的辐射场公式。依次得到的计算方法,应用在实例上进行仿真,得到了与理论分析较为一致的结果。
传统狭缝摄影测量弹丸转速的方法,对于弹体较小、转速较低的情况存在较大误差。对此提出了一种新的狭缝摄影测量弹丸转速的方法,相对于传统方法,狭缝摄影机数量由一台变为两台。对测量精度分析表明,与传统方法相比,该方法测量精度提高10倍以上,满足了低转速导弹测试精度要求。
针对无人机风场测量值含连续野值较多,且其噪声统计先验知识不足的问题,运用一种抗野值自适应Kalman滤波算法来提高其测风精度。在对模糊自适应Kalman滤波算法分析的基础上,该算法将一个压缩影响函数加权于滤波方程的新息上,根据新息的方差和均值变化自适应调整修正权值,使修正后的新息序列能够保持原有性质。相关分析结果表明,该算法能有效地克服较大野值和成片野值对滤波的不利影响,保证滤波精度,适用于无人机风场测量。
