文中以变结构控制理论为基础,针对空对地攻击的模式提出了三维制导律。文中主要研究了测量误差和制导误差之间的关系,为了便于该三维制导律的工程应用,对其进行了改进。改进后的制导律的性能通过仿真和传统的比例导引律进行了对比,结果验证了所修改的制导律的合理性和可行性。
为探讨落角约束导引律与空对地制导武器的制导精度之间的关系,针对采用惯性/卫星组合导航体系的制导武器引入了带三维落角约束的导引律。采用几何分析和线性二次型问题的最优控制解相结合的方法,分别得到了脫靶量与终端落角的关系和末段需用过载与终端落角的关系。得出了落角约束制导律能够减小目标高度定位误差的影响从而提高制导精度的结论,并通过蒙特卡洛法进行了仿真验证。
针对传统滑模控制存在抖振且控制作用不连续的缺点,利用积分滑模控制技术及二阶滑模超螺旋算法分别进行连续平滑滑模控制算法设计。两种算法均不需要干扰的数学模型,仅需要干扰的界或者界的导数。利用文中提供的算法可以产生连续输入作用,有效削弱抖振,提高系统性能,使系统对外界干扰具有较强的鲁棒性。仿真实例结果表明方法的有效性。
针对捷联惯导系统的实际应用需求,在Matlab/Simulink环境下设计并实现一种面向捷联惯导系统设计/验证的仿真平台。该平台主要由轨迹发生器、惯性测量单元模块、捷联解算模块、卡尔曼滤波器模块、导航性能评估模块等组成,在其上可方便的完成捷联惯导系统算法的设计验证、系统误差分析、惯性元器件误差分配及试飞数据的离线分析等功能。研究结果证明了该仿真平台的有效性和实用价值。
传统的划桨补偿算法采用陀螺和加速度计的增量信号来进行设计,当应用于输出为角速率的干涉型光纤陀螺构成的捷联系统时,需要通过角速率提取角增量,增加了系统设计难度,降低了速度解算精度。因此,优化设计了一种新的划桨补偿算法,它直接利用角速率/比力值以及惯组测量带宽,并给出了算法在划桨运动下的误差表达式。与传统算法比较,新算法具有较高的精度,为改进划桨补偿算法提供了一种新的思路。
针对MEMS陀螺在外界温度变化时,角速率输出误差较大且为非线性的特点,设计了一种基于模糊逻辑的MEMS陀螺温度补偿方法,采用一元Takagi-Sugeno模糊模型对陀螺零漂的温度误差进行辨识与实时补偿,并就陀螺在自身发热和外界温度变化两种情况下的补偿效果进行了实验验证,结果表明,经过温度补偿,陀螺零漂从0.01003°/s减小到0.007°/s,可满足工程应用的需要。
针对光纤陀螺随机漂移的非线性,提出了运用一类非参数ARMA模型(FARMA模型)对光纤陀螺漂移数据进行建模。依据某型光纤陀螺的实测数据,通过比较选择了FARMA(2,1,1)模型作为该型光纤陀螺随机漂移数据的模型。在此基础上对模型进行了适用性检验,同时对该模型的拟合结果进行分析,结果表明FARMA(2,1,1)模型能够更好的描述光纤陀螺随机漂移。关键词:光纤陀螺;随机漂移;FARMA模型;适用性;拟合结果
针对大离轴角发射的红外型导弹采用平台式导引头跟踪回路的特点,分析了平台式导引头跟踪系统的稳定回路增益变化、速率陀螺的加速度敏感特性以及弹体的运动耦合这三个不确定性对导弹制导控制系统的稳定性以及最终脱靶量的影响。通过仿真表明,这三个不确定性对制导系统有重要的影响。文中研究对导引头跟踪回路系统的工程实现有一定的理论指导和参考意义。
空空导弹使用迎角传感器进行大过载飞行时的迎角控制,但在使用过程中发现该部件故障率较高。通过分析迎角限制器在飞行控制系统中的工作原理和测试方法,揭示了故障形成原因,排除了故障并提出了改进意见。通过此研究,保证了装备完好率,并可为导弹设计提供借鉴依据。
针对应用中对无刷直流电机位置控制的高精度要求,设计了一种改进的误差反向传播网络PID控制器,实现了对无刷直流电机位置的精确控制。系统融合了神经网络和PID控制算法的优点,适用于直流无刷电机这样的非线性、时变的复杂系统。仿真结果表明,改进后的BP神经网络PID控制器优于常规BP神经网络PID控制器和传统PID控制器,证明了该方法的可行性。
针对四旋翼飞行器姿态控制系统欠驱动、强耦合、强振动的特性以及非零初始误差的客观存在,采用了一种新型的L1自适应算法,将模型的非线性因素和耦合项视作时变参数和干扰,设计了L」自适应控制器,突破了传统自适应控制固有的时变参数频率限制,有效抑制了飞行器机械振动所引起的高频干扰;同时,在飞行器存在非零初态跟踪误差情况下,避免了瞬态误差的出现,确保输入力矩在可控范围内一致有界。最后,仿真结果验证了算法的鲁棒性。
为提高对加固掩体、地下指挥控制中心等硬目标的毁伤效果,新型空地导弹需要使用较大的落角攻击目标。文中首先对两种可实现大落角攻击的制导方式——————过重补比例导引和Zarchan弹道成型制导律进行了仿真分析,并提出了“Zarchan弹道+比例导引”组合制导方式,仿真分析表明,该组合制导方式可实现接近90°的末端落角,比较适合于防区外发射空地导弹和高空投放的制导炸弹。
为了解决景象匹配系统中引入对数极坐标变换后实时性降低的问题,文中采用FPGA查找表的方法,以QuartusII作为综合仿真平台,运用Verilog描述语言,结合Matlab工具,实现了把64×64像素的灰度图像转换成50×80像素的对数极坐标图的过程,变换时间小于100µs。该方法可以作为DSP景象匹配系统的预处理前端,实现对旋转和缩放图像的实时匹配。
采用修正的Rodrigues参数(MRP),建立了飞行器姿态控制系统的数学模型;利用刚体姿态动力学方程和运动学方程建立了带有转动惯量体坐标系各轴间耦合量的非线性控制系统模型;在镇定控制器设计中,用消去法建立了控制器与Lyapunov函数之间的关系,减少了在迭代算法求解过程中的迭代次数,提出了基于平方和(SOS)方法的一种新的设计方法。仿真结果表明,用这种方法设计镇定控制器简化了设计过程,并且控制器具有较快的响应速度和较好的收敛性。
针对预测控制在模型不确定和非渐进稳定系统中的应用问题,结合预测控制和简单自适应控制方法,分内外回路设计了一种改进的小型涵道风扇式无人机姿态预测控制律。仿真结果显示,被控无人机姿态可快速跟随指令输出,各控制通道的耦合作用被消除,在被控对象模型的参数发生变化时,DMC(dynamicmatrixcontrol)预测控制器依然有效。该控制方法具有较强的鲁棒性。
针对支持卫星通信的巡航导弹预存多个目标打击航迹的特点,给出了一种基于Floyd算法的灵活目标打击航迹规划方法。该方法通过在代价函数中引入高程代价和风险代价,使得Floyd算法能够充分利用地形和威胁信息;通过在算法搜索中考虑导航图的对称性,减少了算法的搜索时间;通过对规划的航迹进行平滑计算,保证了航迹的可行性。给出了灵活航迹的规划步骤和算法复杂性分析,仿真计算结果表明了该方法的有效性。
针对BTT导弹控制系统所具有的非线性、快时变性以及模型不确定性问题,研究了一种基于变论域的模糊自适应控制器。通过选取合适的论域伸缩因子,提高控制精度;利用模糊模型逼近控制系统的非线性部分,采用李亚普诺夫方法证明所设计的非线性控制系统的渐进稳定性并推导出自适应律。最后对控制器进行了仿真验证,仿真结果表明跟踪性能良好。
基于变结构控制理论,针对反舰导弹打击水面机动目标的导引问题,设计了非奇异变结构导引律。基于零化相对航向误差角的导引律适用于任意初始导弹弹道角和目标航向角,文中选择了相对航向误差角作为导引律设计中将要被控制到零的输出,同时把命中落角作为系统的终端约束条件。仿真结果证明,在导弹任意初始航向角下,采用所设计的带落角约束的非奇异变结构导引律均能够满足脱靶量和落角约束要求。
抗干扰性能评估是反舰导弹试验与鉴定的一项重要任务。文中首先从仿真运行过程和仿真运行结果两方面进行分析,并分别建立相应的抗干扰性能评估指标;然后以抗有源压制干扰仿真试验为例,运用均匀设计对试验方案进行优化设计;最后研究了基于回归分析的反舰导弹抗干扰性能分析方法。试验结果表明,文中的研究方法和思路具有一定的通用性,可为类似仿真试验提供一定的技术积累和参考价值。
将Levy法引入到导弹气动舵机的建模中,根据试验测得的频率特性数据辨识出舵机的数学模型。利用辨识得到的数学模型在Matlab中进行控制系统仿真,并将仿真结果与实测频率特性数据进行比较。比较结果显示,所建立的模型误差小,在1~30Hz频率段具有较高的拟合精度,达到了导弹总体设计的指标要求。为导弹制导控制系统提供了较为准确的气动舵机模型。
以多爆炸成型弹丸(MEFP)为计算模型,应用显式有限元程序LS-DYNA,分析了相邻子装药间距、填充物密度和起爆延迟时间三种因素对MEFP发散角的影响规律。结果表明:随着子装药间距的增加以及填充物密度、起爆延迟时间的减小,MEFP的发散角在减小。在此基础上以MEFP发散角为命中概率和毁伤概率指标,应用正交优化方法针对三种因素对MEFP发散角影响的主次关系进行了分析研究。结果表明起爆延迟时间是MEFP发散角的主要影响因素,并得到了影响MEFP发散角的三种因素各水平的最优组合。
落点预测导引是一种以预测弹丸落点为基础的导引模式,精确预测落点是提高脉冲末修弹修正效率和射击精度的关键因素。文中在详细分析剩余射程影响因素的基础上,以BP人工神经网络为数学工具,建立了脉冲末修弹剩余射程预测模型。以预测落点偏差为广义弹道偏差,对落点预测导引模式进行深入研究。数值仿真结果表明,基于BP人工神经网络的末修弹落点预测导引模式是合理可行的。
为了研究侵彻深度的有效确定方法,利用仿真软件对动能弹侵彻混凝土厚靶进行仿真,通过对网格的有效控制、靶板材料失效模式的选择以及弹体的合理分割,获取了与实验基本吻合的过载特性。进一步对信息进行滤波以及积分处理,所得结果与仿真结果符合,说明此方法合理有效,能为侵彻深度确定方法的实现提供依据。
为了研究破片阻力系数与飞行速度的关系,选用制式钢珠作为球形破片进行研究,并设计出模拟弹作为破片的发射装置,利用基于虚拟仪器的破片飞行速度测试系统,获得不同初速下,一定飞行距离上球形破片的速度变化,推算出球形破片阻力系数随飞行速度的变化规律。研究结果表明:通过对实验装置和实验系统的设计,采用合理的理论分析和试验相结合的方法,能够对球形破片飞行速度变化规律进行准确的研究。
为了使攻坚战斗部在侵彻过程中能有效降低侵彻过载且提高侵彻深度,在卵形弹头部增加具有应力集中特性的结构体;利用ANSYS/LS-DYNA有限元软件数值模拟弹体对钢靶板的侵彻过程,得到穿透残余速度和侵彻过载,并与常规锥形和卵形弹体相比较。结果分析表明,应力集中弹体较常规弹体能有效提高侵彻深度并能更好的降低过载,为装药安定性等提供保障,验证了应力集中在攻坚战斗部中应用的可行性。
为进一步分析钢筋混凝土在弹丸冲击下的破坏响应,提出了一种在LS-DYNA中利用梁单元表征钢筋并通过节点与混凝土耦合进行钢筋混凝土分离建模的新方法,利用该方法模拟了HanchakSJ关于钢筋混凝土靶的穿甲试验,验证了该数值模拟方法的可靠性。通过改变弹丸侵彻钢筋混凝土靶时的着靶位置,加深了对钢筋在侵彻过程中作用的认识。所确定的数值模拟方法可进一步用于讨论钢筋尺寸、配筋率等参数对侵彻的影响。
为了验证钢梁在爆炸冲击波下所受到的应力,分析如何改进或加固钢梁的结构,提出了一种基于直角应变花的多通道低功耗存储式测试系统,进行了大量的可行性模拟实验和可靠性试验。在爆炸冲击波实验中,通过在现场布置多个测点,将爆炸冲击波对钢梁造成的应力进行实际测试,对实验数据进行了分析和处理,得到了爆炸冲击波对钢梁应力造成影响的整体参数和分布规律。实验表明本测试系统适宜用于环境条件比较差的爆炸试验。
为研究钻地弹在掩体中一定深度爆炸对超深层硬目标的破坏作用,考虑到动能侵彻弹弹壁较厚以及弹体通常采用高强度材料的特点,在引入因子——用于表示弹体破碎和飞散的能量占装药爆炸产生总能量的比例的基础上,建立了爆炸形成的漏斗坑体积数学模型,并详细分析了装药量与爆炸位置对体积的影响,而后通过实例分析得到了体积最大时钻地弹的侵彻深度。关键词:钻地弹;超深层硬目标;漏斗坑体积;装药量;爆炸位置
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。
为了提高引信MEMS保险机构的安全和可靠性能,并针对非剪断式后座卡销受后坐力影响,卡销解除保险行程减小,系统安全性降低等缺点,提出了一种剪断式后坐卡销。通过仿真,表明该剪断式后坐卡销在高g环境下沿后坐力方向上的位移几乎为零,在10000g后坐加速度发射条件下,后坐卡销被后坐滑块完全剪断并解除保险。验证了该剪断式后坐卡销解除保险行程较大,安全性较高,满足可靠性要求。
通过监测3个测点的振动加速度,并结合固有振动模态对容器振动特性进行分析。结果表明,容器振动频率主要在前11阶以内;中环面处壳体振动以高阶频率为主,并随着载荷的增大有向呼吸振动频率靠近的趋势,工程实际中可在中环面外侧焊接加强层来避免谐振;远离中环面的壳体振动以低阶频率为主,且低药量时更易被激发,工程实际中通过减少壳体上非对称结构,将孔或盘类结构开设在中环面附近,从而减少低频谐振的影响。
针对基于射频三极管、阶跃恢复二极管的脉冲源产生的超宽带信号幅度较小、作用距离短,而基于雪崩三级管的脉冲源需要体积较大的电压源等问题,设计了一种基于雪崩三极管的小型化超宽带脉冲源来产生大幅值的超宽带信号,该电路用逆变电路将干电池电压升至所需电压,加至雪崩管集电极产生雪崩效应,输出纳秒级窄脉冲。用示波器测试实际电路产生信号,脉冲宽度约为500ps,幅值约10V。该电路有效地提高了信号幅值,进而提升引信作用距离,且占用空间很小。
为了满足无线电引信对多普勒信号测试的需求,提出了一种基于DSP和LabVIEW的无线电引信测试系统。该系统利用多普勒信号发生器模拟弹目交汇时产生的信号,并将该信号输入引信,最后通过LabVIEW软件平台,观测引信的状态并判断引信是否能正常作用。系统结构简单,使用LabVIEW软件取代了昂贵的测试设备,节省了人力、物力。实验结果表明,系统运行稳定,测试效率高,测试结果准确可靠。
建立双CCD交汇测量系统的数学模型,选择最佳的布站参数,对采集到的图像进行数字图像处理,得出子弹空间三维坐标。应用Matlab软件实现对子母弹抛撒曲面的重建,最终实现对子母弹散布面积的测量。这种测量方法系统结构相对简单,目标定位精度较高,不易受到外界环境的影响,缺点是测量设备成本较高。
未来战场上的武器和军用技术装备以及地面设施目标将更多地以集群目标形式出现,针对集群目标的复杂毁伤结构,运用统计模拟法,研究集群目标毁伤效果的评估问题。以目标工作能力损伤情况作为目标毁伤评估的评判依据,建立了集群目标杀伤概率统计估值函数,并进行了实例计算。该方法可以根据火力或其它杀伤方式的评估结果,确定目标在战役中的杀伤统计估值,并将评估结果用于随后的战斗活动计划。
为获得某种硝胺类混合炸药常温下的贮存寿命,采用恒加应力加速贮存的方法,对炸药进行高温加速老化。建立数学模型,对试验数据进行修正后,用五种曲线对炸药失重率拟合,并利用最小二乘法评估拟合效果。根据阿伦尼斯模型,用一元线性回归的方法得出该混合炸药失重率随时间的变化规律,再用F检验法检验,线性回归效果显著。试验数据处理结果符合工程实践。
通过单项点火试验研究点火瞬态点火药量对点火装置点火延迟时间的影响以及不同点火药量、不同堵片打开压强下点火燃气在燃烧室流动过程,结果表明:点火装置延迟时间随着点火药量的增加而减少,发动机点火延迟时间、燃烧室内燃气填充时间、压强变化规律与点火药量和堵片打开压强有关。
文中利用数值模拟方法研究了落压比对射流控制矢量喷管流动和性能的影响,分析了喷管矢量角随落压比变化的机理。研究结果表明,随着落压比增大,矢量角减小;注气口下游分离区内的压力降低,上下壁面的压差减小,矢量角减小;喷管工作状态从过膨胀状态向欠膨胀状态转变,压差产生的推力越来越大,喷管的矢量角和气流偏转角相差越来越大,矢量角越来越小。
参考飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了基于能量法的反辐射导弹/固体推进剂空气涡轮火箭发动机(SPATR,solidpropellantairturborocket)总体性能计算的约束分析和任务分析模型并给出相应的算例和分析。简述了空射反辐射导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的重量组成以及SPATR发动机模型。计算结果表明,相比采用固体火箭发动机的HARM导弹,采用SPATR发动机的反辐射导弹具有超音速飞行(H=11km,2.5Ma;H=3km,1.8Ma)、远航程(低、高空航程均增加47%以上)和盘旋待机(H=3km,0.6Ma,300s)能力,其性能极具使用价值。
用颗粒轨道模型对基于激波控制的二维收缩-扩张(2DCD)喷管中的气固两相流动进行了数值模拟,并与纯气相条件下的计算结果进行了对比分析,研究了1~40µm不同直径颗粒的运动轨迹和内流场参数的分布特征,并对矢量喷管的推力性能进行了研究。研究表明,颗粒相的加入和颗粒直径的变化对矢量喷管的内流场和推力性能都有较大影响。在进行射流推力矢量喷管的设计和性能计算时一定要考虑颗粒相的影响。
姿控脉冲发动机数量有限,为最大发挥脉冲的效用,减小喷流对弹体稳定性的影响,选择合适的点火时刻和点火逻辑是控制系统研究的关键。文中以PAC-3的弹体布局为例,分析讨论姿控脉冲发动机的工作特性和点火条件,基于侧向直接力与力矩的矢量叠加,利用Matlab仿真技术综合出弹体脉冲发动机的点火逻辑。仿真在纵向平面进行,给出了脉冲发动机点火个数、产生的直接力和力矩,以及导弹与目标的运动轨迹图,其结果有力地说明了直接力的效用和点火逻辑的正确性。
为明确超声速混合层发展规律,利用混合LES/RANS方法计算了隔板厚度、压力不匹配程度及燃料组分对超声速混合层发展的影响,并定量分析了相应的混合效率和压力损失。结果表明:一定范围内,隔板厚度越大,混合越好,总压损失越大;压力不匹配程度与混合效率和压力损失并非线性关系,总体而言,不匹配程度越高,混合效率相对较高,总压损失较小;氢气组分越靠近当量质量分数,混合效率越高,压力损失较大。
为了解决喉栓发动机中喉栓体严重烧蚀和折断的问题,文中通过数值模拟,分析了喉栓体装配偏差引起的流动变化及其对喉栓体受力的影响,得到如下结论:喉栓体沿径向受力随着平移偏差的增大而增加。喉栓体的偏转角度小于2℃时,可以不考虑径向偏差对流动的影响;偏转角度在2~4°,则需要考虑其对流动的影响;当偏转角度大于4°时,喉栓发动机推力会出现较大偏心,严重影响发动机性能,必须严加防范。
弹翼外形随飞行环境合理变化能提高导弹的飞行性能。为揭示变翼对导弹飞行动力学特性的影响机理,基于集中质量假设,利用动量及动量矩定理,构建了变翼导弹的多体动力学模型。首次提出一种基于MissileDATCOM的协同求解方法,以解决多体运动与瞬变气动的交叉问题。仿真研究表明,所提出的协同求解方法能快速有效地解算耦合快变气动参数的多体运动方程;变翼展与变后掠对应的移动质量及变翼速度因素对导弹飞行动力学特性有重要影响。
为研究一种新型炮口装置对火炮发射时膛口流场的影响,文中运用计算流体力学相关知识,采用包含动网格的膛口流场的二维非定常粘性可压缩N-S方程组进行模拟仿真。分析了在有无该装置的两种情况下,炮口流场的激波系结构形成与发展的过程。结果表明该新型膛口装置对弹丸出炮口后运动状态影响较小,炮口冲击波满足对环境及人员的要求。
为了研究高速、小模型弹丸的空气动力实验方法,基于MAF风洞基本结构和实验原理。设计了高速大数据量的数据采集系统硬件,编制了所建立的空气动力计算公式的测试和数据处理软件。以某弹丸模型为例,进行了空气动力实验参数采集并与FD-04风洞在相同条件下的实验结果进行对比,证明实验方法和数据采集技术可用于实际工程。
提出了一种运用充气气囊替代传统操纵面的方法,并采用数值模拟和风洞实验进行了研究,结果表明利用充气气囊改变机翼后缘附近的局部外形,能够像传统操纵面那样改变机翼气动力的特性。此技术方案消除了操纵面舵机和相应的传动系统,同时具有减小雷达反射面积的作用,为隐身飞行器提供操纵力矩探索了一条新的途径。
针对滑翔式飞行器的弹道特征,提出了一种方案弹道设计方法,将整个再入弹道分为下降段、滑翔段和末制导段,通过简化的控制指令实现下降段和末制导段弹道,并通过“H-V曲线设计+弹道跟踪”的方法来实现滑翔段的弹道设计,根据侧向运动要求调整侧倾角的变号时机,迭代得到完整的再入基准轨道。最后的算例表明,该方法能快速得到一条针对某一飞行任务的再入弹道。
为改善内埋式弹舱流场特性,采用具有倾角的弹舱后壁。数值模拟同一来流情况下不同后壁倾角舱内的流场,分析不同后壁倾角对弹舱流场特性的影响。研究结果表明:采用带后壁倾角的开式空腔,其空腔流动类型仍为典型的开式空腔;随着后壁倾角的增大,能有效改善舱内流动特性。
为了满足多分量风洞特殊翼型测力天平校准的要求,文中开展了校准加载装置的优化设计与校准方法研究,解决了加载装置初始精密定位、载荷精确加载、力的准确传递与加载方案优化、数据分析处理及精准度计算等多项关键技术。介绍了自行设计的专用校准加载装置,并利用其完成了一台多分量特殊翼型测力天平的校准。提出了针对特殊翼型天平校准中的单元加载、交叉加载、综合加载等校准与数据处理新方法。实验结果表明,获得的天平公式能够正确模拟和满足风洞实验模型的实际工作状态要求,实验数据可靠,实验精准度高。
空气涡轮冲压发动机(ATR)是一种具有大空域、宽速域特点的新型吸气式组合动力。为了分析这种动力的应用特点,文中首先进行了ATR发动机和某型涡扇发动机性能的对比,然后按相同飞行器平台进行了加速和爬升等基本飞行性能的分析,获得了切向过载和经济爬升性等指标的比较结果。结果表明ATR动力可以提升飞行器机动性,扩展飞行包线。
为了提高目标跟踪中状态估计环节的性能,基于交互式多模型粒子滤波的状态估计方法,采用交互式多模型(IMM)描述目标的运动过程,利用粒子滤波算法进行目标状态估计。方法避免了单一运动模型所带来的估计误差,同时克服了卡尔曼跟踪滤波算法的局限性,有效的提升了状态估计精确度。仿真实验证明了该方法在缺乏关于先验知识的情况下,对于不同的运动形式,均取得了较好的自适应性与鲁棒性。
粒子滤波是一种极具潜力的非线性滤波算法,粒子退化是粒子滤波的主要问题。为此,提出一种比例尺粒子滤波算法(SPF)。在重要性抽样之后,按粒子重要性权值大小,将其分为好粒子群和较差粒子群两个种群,使用固定的或动态变化的比例尺系数对好粒子群和较差粒子群中的元素求取加权值,从而生成一些备选粒子。并通过重要性权值实现粒子的优选,从而使最好粒子参与状态估计。仿真结果表明,该算法是有效的。
在现代电子对抗和通信侦察中,共信道通信信号的调制模式识别是重要的研究课题。经验模态分解(EMD)是一种处理非平稳信号的新方法,但标准EMD方法存在模式混叠问题。文中提出了一种基于EMD分解与希尔伯特变换相结合的调制识别新算法,通过在EMD分解过程中多次添加掩蔽信号,用于共信道混合信号的分离,并讨论了所添加的掩蔽信号能够消除模式混叠现象需满足的必要条件。计算机仿真结果表明,该方法对频谱不混叠的单载波混合信号有较好的分离和调制识别效果。
针对传统的OBF分解算法在非高斯噪声下检测性能较差的问题,提出了基于小波域OBF分解的磁异常信号检测算法。首先对含噪信号进行小波分解,提取最后一层的低频分量;再对低频分量作OBF分解,提取能量特征信号进行门限检测。试验结果表明,该算法显著增强了非高斯噪声下微弱磁异常信号的检测效果。
为了掌握空中发射运载火箭分离过程中载机的纵向飞行品质,基于载机重心位置的变化特点,建立了纵向无量纲的线化小扰动状态方程,利用时域分析的方法对长、短周期模态特性进行了数值模拟,对照飞行品质规范与准则确定了飞行品质等级。结果表明随着运载火箭向后移动,短周期模态的飞行品质由等级1下降到等级2;长周期模态仅满足等级3要求。可见分离过程严重影响了载机的飞行品质,需要进一步采取措施提高载机的飞行品质和安全性。
为满足中小口径火炮、弹箭内弹道压力参数测试需求,研制微小型电容式高压传感器。介绍了电容式高压传感器机械部分的设计思想,详细的列出了计算过程。采用大型有限元分析软件ANSYS分别对壳体和端盖结构进行了瞬态分析、静力分析,得到壳体动态响应与端盖静态响应,结果表明设计满足强度要求,同时为测试电路设计提供了依据。
为确保微型电子测压器在高温、高压、高冲击的实测环境中的测试精度,根据新概念动态测试、数据融合和相关性理论,介绍了微型电子测压器模拟应用环境下的校准方法。用该方法校准的微型电子测压器用于实际测试的结果表明,该方法可行性好,校准后的微型电子测压器测试精度高。
RAIM作为一种行之有效的卫星故障诊断方法,在GPS完好性监测中发挥着重要作用。文中基于奇偶矢量RAIM算法,根据检验统计量在正常和故障情况下概率密度函数的不同,从概率角度对GPS完好性进行研究分析,主要阐述了误警率、漏检率和检测门限的概念及其之间的关系;并得出了可见卫星数增多时,漏检率不降反升的结果,这是RAIM算法的一个致命缺陷;最后仿真分析了伪距误差对漏警率的影响。
光电经纬仪测试炸点坐标时,由于多种缘故部分炸点目标不能被两个以上的测试站捕获到,从而导致数据录取率降低。文中针对该测试难题,提出了一种基于误差理论、点估计理论和证据理论的多源炸点测试数据融合模型,并将该模型成功用于声测炸点数据和单台光电经纬仪数据的融合,仿真表明该数据融合处理同时能获得较高的坐标精度。因此,该模型的应用有利于提高数据录取率,并保证测试精度。
为弥补传统测试性推理方法通用性差的缺陷,研究了基于图论的通用测试性推理技术,构建了一种通用测试性推理模型。其中,图论内核抽象了框图模型、信息流模型、多信号流图模型、混合诊断模型、贝叶斯网络模型和AI-ESTATE中的信息元素,融合了Floyd-Warshall算法、FDI算法和高阶关联关系推理算法,为测试性推理的通用化、标准化和并行化提供了一种新的解决方案。结合某装备测控系统的信号形成组合进行了推理方法验证,证明了方法的有效性和先进性。
当天空亮度不足时,为了使天幕靶正常工作,需要为天幕靶配备人工光源。针对JYJ-90型天幕靶视场范围的特点,设计了一种基于高亮白色聚光圆头发光二极管的弧形线状LED光源。实验结果表明该光源可以保证天幕靶的正常工作,并且可以增加天幕靶的灵敏度,提高天幕靶的分辨力。该光源性能稳定、携带方便、结构简单。
在弹丸测速试验中,若天幕靶处于非工作状态会导致测量结果的偏差,因此在试验前对天幕靶进行标定有着重要的实际意义。文中设计了标定系统电路,通过控制白色LED光源的亮灭来模拟弹丸穿过天幕靶光幕的场景。实验结果表明系统输出的两路激励信号的脉宽和时间间隔与天幕靶光电管采集回来的感应信号的脉宽和时间间隔基本一致,实现了对天幕靶系统的准确标定,为天幕靶标定技术提供了一种有效的手段。
目前,在高炮外弹道仿真领域采用的数值仿真方法虽具有精确性高的优点,但仿真过程不直观、形象。采用视景仿真技术进行高炮外弹道仿真,在满足精确性要求的基础上,以三维画面的形式展示弹道曲线,仿真过程形象明了。给出的高炮外弹道视景仿真系统设计方法,满足真实性和实时性要求,利用VegaAPI驱动Creator建立的三维模型严格按照数值仿真得出的弹道曲线运动,实现了高炮外弹道的仿真,达到了预期的效果。
在研究雷达受干扰时发现概率及探测距离变化的基础上,分析了干扰对防空导弹射击次数及合成杀伤概率的影响,建立了角度闪烁干扰时防空导弹一次射击对目标杀伤概率的计算模型。通过设定仿真场景,验证了模型的有效性,研究结果可用于评估干扰条件下防空导弹武器系统的作战效能。
为了提高武器的射击精度,武器系统普遍采用了闭环校射技术。光电探测具有隐蔽性和测量精度高的优点,提出了将光电测量理论引入到闭环校射技术的方法。分析了基于光电的脱靶量测量原理,设计了基于光电的闭环校射系统,能够通过平滑滤波、图像分割、特征点提取等数字图像处理技术自动求取脱靶量。仿真实验表明,基于光电的闭环校射技术,能够改善武器系统的校射效率,提高射击精度,缩短战斗准备时间。
为了实现产品的轻量化,薄板结构是弹箭产品中常见的一种结构形式,工程实践中经常发现薄板的非线性振动现象,但没有得到较为准确的预示。文中结合工程实际,提出了一种基于试验数据提高薄板结构振动响应精度的方法。通过获取薄板的模态阻尼比,修正有限元分析过程中的阻尼矩阵,得到了较为精确的分析结果。为了方便工程实用,编写了薄板振动响应预示程序,算例表明,采用本方法得出的仿真结果和试验结果较为一致。
