首先分析空空复合制导交接班的特点以及交接时间点。然后结合具体的制导律,设计一种与不同的中段制导律、末段制导律匹配的空空复合制导交接班方案,实现中段制导和末段制导的平滑过渡,确定交接时间点。最后经理想制导系统仿真,验证了方案的有效性。
空地导弹在制导末段捕捉红外图像时,受成像器件的限制以及大气辐射影响,红外图像往往存在对比度差、边缘模糊、噪声大等特点。针对这些问题,文中将多尺度Retinex算法应用到空地导弹红外图像增强中,给出相应的实现方法和流程,并针对存在的不足加以改进。实验结果表明,改进后的算法在改善红外图像色调、对比度以及增强细节信息、去噪方面有较好的效果,使增强后的红外图像更能满足空地导弹末段的精确打击能力。
为提高光电跟踪伺服系统的跟踪精度,满足现代航空、航天的需要,在基于速度滞后补偿、加速度滞后补偿原理的基础上,提出了一种适合于跟踪快速运动目标的位置超前抑制方法。并分析了位置超前抑制参数对伺服系统跟踪精度的影响,确定了参数选取原则。在光电跟踪伺服系统的仿真实验中,将其与前馈内模控制技术相结合,大幅度的减小了跟踪误差,有效的提高了系统的跟踪精度。
文中以碳纤维增强树脂基复合材料研制导弹发射器为目的,通过对发射筒的结构和性能要求分析,提出碳纤维应用的必要性。介绍了碳纤维/玻璃纤维连续纤维缠绕研制导弹发射筒的成型工艺方法、性能试验手段和必要的试验数据。该研究成果已经成功地应用于某型号多用途导弹武器系统,为碳纤维在制导兵器结构部件上的应用提供技术支撑。
结合近程制导火箭特点,研究了捷联寻的制导关键技术,如捷联导引头信息处理、捷联寻的与制导控制一体化设计、导引规律设计等。基于某在研近程制导火箭的数学模型,采用UKF滤波器提取视线角速率,提出了制导控制一体化设计思路,采用蒙特卡罗法分析了低成本捷联寻的制导技术应用的可行性。仿真结果表明,制导精度满足设计要求。
为了提高初始对准的速度,将等效加速度计和陀螺误差作为观测量,提出一种快速对准的新方法。在常规方法的基础上,建立了等效加速度计和陀螺误差方程及新的观测方程,并分析了状态可观测度,推导了最优估计及对准精度。最后,进行了仿真,结果表明两者对准精度相当,时间上远远优于常规方法。该方法通过引入陀螺信息,充分利用了外部测量信息,加快了方位失准角的估计速度,有效缩短对准时间,具有重要的应用参考价值。
弹载捷联惯导系统空中传递对准是机载战术导弹发射前必须完成的任务,其对准精度直接影响导弹系统的制导精度。但传递对准误差无法直接测量,使其评估成为一个难题。文中提出以载机主惯导为参考系统,以主子惯导系统的速度差和位置差作为观测量,采用固定点平滑和固定区间平滑滤波的评估方案。利用Matlab/Simulink建立评估仿真平台,得出仿真结果。分析结果表明,该方案是可行的。
为了解决常规卡尔曼滤波方法存在的不足,给出了用模糊推理系统与卡尔曼滤波相结合的方法。该方法通过调节理论残差与实测残差协方差的不一致程度,应用模糊推理系统不断调整滤波器的增益系数,对卡尔曼滤波器进行在线实时控制,最终保证最优估计。通过对反舰导弹飞行高度测量仿真,结果表明,该算法比常规卡尔曼滤波算法更能适应噪声变化的需求,具有较高的估计精度。
文中设计的激光驾束制导信息场仿真系统主要是为了满足在实验室环境下对激光驾束制导信息场检测和对检测设备标校的要求。以信息场相应参数为依据,用FPGA设计了相应的功能模块,实现了通过控制激光器及其驱动电路来产生仿真信息场的目的。通过实验数据与理论数据对比,验证了仿真系统的可行性。Matlab数据分析结果表明,仿真系统可以满足相应要求。
为分析地球自转对弹道导弹射程的影响,文中通过发射系下的动力学分析,讨论了自转影响在不同弹道形状下的变化规律:随着关机点弹道倾角的增大,自转引起的落点变化将由偏东逐渐变为偏西;结合惯性系下的运动学仿真,验证了上述规律;最后根据最大射程弹道关机点速度倾角的一般范围,得出了自西向东发射有助于增大导弹最大射程能力的结论。
介绍了导弹下视景象匹配和常用算法,在分析基本粒子群算法(PSO)的基础上,调节学习因子、惯性权重和引入自适应变异算子,对基本PSO算法做了改进,将其作为导弹景象匹配的搜索策略,并简化了归一化积相关算法,提出了基于改进PSO的下视景象匹配算法,经过仿真分析,发现该种方法比隔点搜索等一般方法能有效提高匹配精确度,且算法简单有效。
文中采用自抗扰控制技术对导弹控制系统设计的新方法和工程实现进行研究。文中借鉴常规导弹控制工程实现的设计方法和原则,提出自抗扰姿态、过载、高度控制器设计及工程实现方法,并与传统方法设计结果在数字仿真中比较。结果表明,该方法具有较强的鲁棒性和适应性,在导弹控制系统设计中应用前景较好。
针对激光对精确制导武器干扰效果的研究,详细介绍了激光干扰导引头仿真实验的系统组成、操作过程和结果分析。根据导引头中的红外CCD器件能否正常捕获光源目标来判定是否形成有效干扰。采用连续和脉冲两种制式激光局部照射CCD时,修改照射激光的各种参数,分别重复实验,研究其对探测器截获目标的影响,最后得出实施激光干扰成像导引头的最佳条件。
为实现对地空导弹生存能力的科学预测,构建了基于生存能力需求分析的评价指标。分别采用BP-GDM模型、BP-LM模型和GA-BP-LM模型对数据进行了训练和预测,仿真结果表明:BP-GDM模型预测精度最差,仿真耗时较长,GA-BP-LM模型预测精度较高,耗时最短,BP-LM模型居中。此外GA-BP-LM模型相对误差值波动幅度最小,平均相对误差仅为3.33%,达到了预测的精度要求。
针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。
实时图像质量严重影响景象匹配性能,但目前尚无通用可行的评价标准来衡量其质量,而且不同匹配算法对各种图像特征的敏感性有差异,需要根据算法对图像质量评价问题展开分类研究。文中首先给出了图像质量评价的工作方式,然后从成像质量和目标凸显程度两个方面进行指标分析,提出了包括信噪比、模糊度、目标局部凸显程度和全局凸显程度在内的指标体系。实验表明,各指标与匹配性能之间具有单调一致关系。
为了设计某型制导火箭弹的控制系统,并仿真验证其动态性能,文中首先由火箭弹运动方程建立其运动数学模型,在小扰动前提下,采用系数冻结法对运动方程进行线性化,求解出弹体传递函数。利用Simulink控制系统工具箱,建立控制系统仿真模型,由SignalConstraint模块优化出控制系统的参数。仿真结果表明,该控制系统结构及参数设计合理,动态性能良好,为下一步研究奠定了良好的基础。
在总结装甲目标的结构、功能和遭受直瞄武器打击规律的基础上,通过分析直瞄武器的弹着点分布规律,建立了直瞄武器对装甲目标部位命中率数字仿真的物理模型和数学模型。采用该模型可以获得单次或多次对抗过程中,装甲目标不同部位的命中率参数。仿真结果对于确定装甲装备的部位被弹概率、提高装甲装备防护能力具有重要参考意义。
在直角坐标系中采用适于大机动目标的“当前”统计模型对目标机动建模。针对目标状态模型是线性的,测量模型是非线性的情况,使用两步滤波器。对目标加速度方差和测量噪声方差进行在线估计,实现了自适应滤波。所设计的估计器与EKF估计器进行仿真比较,结果前者误差能较快收敛并且精度较高。因此所设计的估计器适于红外成像导弹拦截大机动目标。
为了提高高维数据聚类精度,提出了一种基于数据分布规律的K-means聚类方法。通过K-means聚类粗略寻找高维数据分布规律,构造不同的自适应因子对聚类数据进行综合K-means聚类精度校正。将所提出方法应用于平台惯导系统标定数据聚类中,计算结果表明该方法可以很好的对加速度计标定数据进行聚类和评价,具有较好的实际应用价值。
针对基于线性滑模面的最优末制导律存在的视线角误差和角速率误差渐近收敛、鲁棒性较弱等不足,提出一种基于非奇异终端滑模(nonsingularterminalslidingmode,NTSM)的最优滑模末制导律。算法基于改进的非线性滑模面以解决普通Terminal滑模因参数选择不当出现的奇异问题,实现误差矢量的有限时间收敛。飞行器在该末制导律导引下,视线角误差及角速度误差快速收敛,从而保证飞行器具有较高的命中精度并满足约束条件要求。仿真结果表明该制导律的适用性及较强鲁棒性。
以防护层中新型抗爆工程设计为背景,对含柱壳混凝土介质中应力波的衰减和演化规律进行研究和数值分析,经过大量的计算发现,柱壳的半径、径厚比、位置及其排列形式对结构的削波性能有着较大的影响。计算结果表明:柱壳的半径或径厚比越大、越靠近被保护区域,结构的削波性能越好;柱壳间的间距越小,结构对应力波的隔离效应越明显,当综合考虑结构的变形和抗强静压等作用,其间距取为柱壳半径的一半时,结构的削波性能最佳。
采用ABAQUS软件和Johnson-Cook材料模型,建立了弹丸斜侵彻某型铝合金装甲板的3D有限元模型。同时结合射击实验,研究了枪弹斜侵彻20mm铝合金板的过程,分析了侵彻过程中枪弹的受力特点和方向角的变化。研究结果表明:有限元模拟结果与实验结果的侵彻深度与宏观物理图像比较接近;当枪弹侵入靶板较深时,易发生塑性变形,弯曲的枪弹偏离滑移段的方向穿透靶板,模拟结果为研究穿甲弹斜侵彻金属靶板提供一种有效的分析手段。
为了研究圆锥罩聚能射流形成的影响因素,通过Lagrangian显式动力学有限元方法对圆锥罩聚能射流的形成过程进行了数值计算。采用对称罚函数接触算法处理炸药和圆锥罩之间接触,采用网格自适应算法防止网格严重畸变造成的计算中断。根据数值计算的结果深入分析了圆锥罩厚度、圆锥罩锥角和起爆方式对聚能射流形状和速度的影响,得到了射流形状和速度的变化规律,为圆锥罩聚能射流的优化设计提供了参考依据。
为研究偏心起爆对聚能射流形成的影响程度,利用LS-DYNA有限元软件,采用ALE方法对偏心起爆条件下聚能射流的形成过程进行了三维数值模拟,并与X光测试结果进行了对比。计算结果表明,对于此尺寸的聚能装药,偏心量为1mm时,对射流形成的影响不明显;当偏心量为2mm时,横向漂移速度会突然增加;当偏心量进一步增加时,会使射流出现严重的剪切断裂。
通过高速摄像系统对三种刻槽壳体的温压炸药装置爆炸火球进行观测,利用VB编制了火球尺寸批处理程序,实现了对记录信息的深度挖掘。重点对不同结构下的火球成长过程、最大半径和初始细节进行研究,分析了不同刻槽数目下火球成长的响应规律,得出了中心分散装药的爆轰能量与壳体结构破裂和诱导燃料爆轰之间存在一定的能量耦合关系,即存在最佳匹配,且可通过改变刻槽数目调整该匹配关系,为优化结构设计和提高云爆毁伤效能提供指导。
为了研究弹体侵彻混凝土后的质量损失,提出满足工程需求的计算方法,以侵彻混凝土靶后的弹体为研究对象,分析了影响弹体质量损失的相关参数。利用量纲分析的方法建立了弹体侵彻混凝土的相似模型和相似准则,回归了工程计算公式。研究结果表明,该公式具有良好的计算精度和较宽的适用范围。
弹道极限是终点效应学的重要研究方面。针对钨球侵彻铝合金板的情况,参照相关试验方法,并结合有限元法,提出了一种确定弹道极限的方法;利用结果数据,拟合了不同弹靶条件下弹道极限的经验公式。采用文中方法所得弹道极限,与实验结果相比差别较小,证明了该方法的合理性。
一种水声近炸引信,适用于对鱼雷等水下目标实施拦截杀伤的火箭式深弹系统,设计中解决的技术问题有:对水下目标的识别技术、有效的测距方法及抗冲击过载技术。所采用的方法是通过对水下目标辐射噪声信号的能量检测、识别和能量变化的比较以及目标所发出的不同线谱的频率来判断和识别目标。验证试验表明,能对不同目标进行识别,并适时发出起爆信号。
介绍了一种瞬态温度测量系统,用于测量与记录侵彻过程中弹体表面瞬态温度变化信号。该系统选用薄膜热电偶直接测量弹头侵彻温度,以C8051F340高速单片机为微控制器,控制温度数据的采集及存储。利用打火机内焰瞬态温升信号对系统进行静态测试,结果表明系统采样频率最高为300kHz,测量误差<1.5%,数据存储速率为800Kbps,可以满足后续射击实验的要求。
为了进一步提高药型罩有效射流量以及对钢靶的侵彻深度,设计了五种不同中心圆柱高度的串联药型罩,并利用有限元软件LS-DYNA对不同中心圆柱高度的串联药型罩装药结构射流的成形以及对钢靶的侵彻过程进行了数值模拟研究,然后配以相应的炸药装药进行试验研究。对研究结果进行了简要的比较分析,结果表明,合适的中心圆柱高度要比太高或者太低的中心圆柱高度的装药结构形成的射流头部速度更高,侵彻钢靶更深,且数值模拟与试验研究所得结论基本吻合。
将炸药与陶瓷球混合构成新型复合装药,为了研究战斗部在不同炸药配比度条件下的杀伤效果和能量输出规律;对四种不同炸药比重的混合装药结构进行了试验和数值模拟,对比结果发现,数值模拟数据和试验数据比较吻合,战斗部能量输出与装药配比度呈非线性递增关系,根据试验数据拟合了初速和装药配比度关系曲线,在文中的装药结构中,炸药陶瓷质量比应不大于1.2。
固体火箭发动机工作过程由于结构变形与内流场之间的流固耦合作用可能造成发动机内流场压强振荡,导致载荷的动态受力甚至可能毁坏载荷。从耦合算法、界面数据传递、动网格算法三个方面介绍了流固耦合数值计算方法,总结了流固耦合在分段式固体火箭发动机工作过程压强振荡方面的研究及应用进展。指出基于分离解法,结合流场大涡模拟模型,能较好的求解固体发动机内因流固耦合因素导致的压强振荡问题。
为研究级间孔对双脉冲固体火箭发动机性能影响,文中采用k-ɛ模型、SIMPLE算法和PISO算法,对带级间孔的双脉冲固体火箭发动机内流场进行了数值模拟。计算分析得级间孔直径与第一燃烧室直径之比(d₁/D)的合理值为1/3到1/2,以及颗粒相在第一燃烧室内的分布特点与颗粒对级间隔板的冲蚀情况。
为了分析发动机分离对主弹体散布的影响,通过对分离过程进行受力分析,确定了反向燃气喷流、分离速度误差为主弹体散布的扰动因素。通过选择不同分离点,采用蒙特卡洛方法进行仿真分别得到两种影响因素下的落点散布。结果表明:分离速度误差只对距离散布有影响,并随射程和射角的增大而增大;反向燃气喷流对距离散布和方向散布都有影响,方向散布随射程和射角增加而增大,距离散布随射程的增大而增大,随射角的增大而减小;不同分离点弹道参数和大气参数的差异对散布无明显影响。
文中研究了改性双基推进剂的羽流特性问题。采用NASA-CEA对配方进行了化学平衡计算,在分析组分质量分数及喷管入口参数的基础上,建立含组分输运方程、化学反应动力过程以及气凝两相流动过程方程组,采用流场计算软件Fluent对这些方程组进行联合求解,获得了羽流结构及其组分分布场。结果表明,考虑化学反应模型前后,羽流结构及组分分布发生了明显变化,离散相模型对羽流速度分布影响很大。为羽流特性效应研究提供基础。
固体火箭冲压发动机推进剂中多加入了大量的金属颗粒。以铝颗粒为研究对象研究了颗粒相对冲压发动机绝热层的热增量影响,分别对30µm与10µm的颗粒进行了数值模拟。数值模拟结果表明热增量的影响主要集中在进气道两侧。大颗粒引起的热增问题要远大于小颗粒。大颗粒由于惯性力的作用,轴向碰壁位置较小颗粒更靠近下游喷管。颗粒对壁面的热增量影响同颗粒速度也有很大关系,大量的液滴与壁面碰撞后破碎飞溅。由推进剂不完全燃烧产生的固相碳颗粒对发动机的冲蚀影响较小,实际中可以忽略。
针对某型导弹推矢负载力矩偏大的问题,建立了推矢摩擦的数学模型,提出了降低摩擦系数的两个方案,润滑涂层方案和滚动摩擦方案,并进行了优化方案的样机研制和试验验证,试验数据表明,润滑涂层方案负载力矩最大尖峰值下降了56%,滚动摩擦方案负载力矩最大尖峰值下降了66.4%,且负载力矩曲线平滑,说明了优化设计方案的有效性。
选取内弹道敏感因子弹丸启动压力为研究对象,以弹丸启动压力的稳定性为研究目标,以计算机技术和高塑性有限元理论的最新成果为手段,对弹丸的坡膛弹带过程进行了数值仿真研究。实验结果表明,启动压力受坡膛几何角度影响较大,当坡膛角度一定时,弹丸的启动比冲量消耗基本不变。这一结论能够解释长期困扰火炮研究工作者的内弹道峰值问题,在一定程度上证明了研究结果的正确性。
三维后体尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的关键部件。文中在优化设计后的二维后体尾喷管基础上,采用计算流体力学软件Fluent,对不同宽高比的三维尾喷管内流场进行了数值模拟,研究了宽高比对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响。结果表明:随着宽高比的增大,尾喷管的轴向推力系数、推力矢量角都有比较明显的增大,综合考虑,建议设计喷管时选择宽高比H≤5.
为了进一步对火箭深弹的减阻方式进行研究,利用Fluent研究了火箭深弹在水下运动的阻力特性,得到并分析了火箭深弹下潜速度及其相对应的空泡状态与阻力特性的关系。研究结果表明,阻力成分中压差阻力占主要部分。当超空泡存在时,随着速度的减小,压差阻力增大,粘性阻力减小,阻力系数增大;当超空泡溃灭后,压差阻力减小,粘性阻力增大,阻力系数迅速减小。将仿真数据与水洞试验数据进行了对比,两者基本一致。
为了分析内装式空中发射运载火箭在箭体脱离载机后的气动特性。应用CFD软件进行了运载火箭三维湍流流场结构分析,在此基础上就火箭箭体的迎角变化对流场结构的影响进行了数值模拟。通过数值模拟得到了不同迎角时运载火箭的气动参数、箭体的压力云图、流场结构;绘制了火箭的力与力矩系数曲线,确定了流场在火箭扰流时的特征。通过分析,明确了火箭气动特性对空中发射系统设计的影响。
为研究存在侵蚀燃烧的发射药高、低温内弹道性能,分析了发射药初温变化引起的火药热焓变化及对侵蚀燃烧的影响,修正了常温发射药的侵蚀函数,得到了高、低温多孔药燃速的数学表达式,建立了多孔发射药高、低温内弹道数学模型。应用该模型对某大口径舰炮高、低温内弹道进行仿真,计算结果和试验值一致性较好。通过对比仿真研究可得结论:考虑火药热焓变化对侵蚀燃烧影响的多孔发射药高、低温内弹道仿真结果更接近试验值。
为提高落点密集度,一维弹道修正弹采用增阻方式对射程进行修正,在射击距离上增加扩展量计算发射诸元,射程扩展量若取大或取小都不利于落点密集度。为确定一维弹道修正弹对海上目标射击的最佳射程扩展量,在研究射击原理和射击误差的基础上,建立了射程扩展量的计算模型。仿真计算表明:依照此模型计算射程扩展量,修正后具有最多的命中弹数。
针对无线电测量信息经各项系统误差修正后还存在误差残差的现象,为使弹道结果更加精确可靠,详细分析测量信息中包含的各种误差残差对计算弹道的影响,对来自不同源的误差残差进行合理的线性解耦处理,采用有限变分技术,建立测量信息的误差残差对弹道计算的解析关系,用该方法进行仿真分析,结果表明,该方法能较好的反映残留误差对弹道的灵敏度影响,为设备如何消除系统偏差提供充分依据,有效提高数据处理结果的精度。
为满足单兵火箭弹道修正要求,采用了一种可依据指令系数自动转换的脉冲调宽/乒乓式混合控制方式。弹道仿真结果表明,在平缓弹道主要为脉冲调宽控制,能够达到较高的位置控制精度;在弯曲弹道主要为乒乓式控制,有利于提供较大的法向过载。可得如下结论:该控制方式能够满足单兵火箭弹道修正要求,对弹丸姿态变化没有明显影响;通过进一步改进两种控制的转换方式可以获得更好的控制效果。
为分析投放条件对入水参数的影响,建立了弹伞系统纵平面内的弹道数学模型,利用Matlab/Simulink软件对入水参数随投弹参数的变化进行了仿真,并针对满足正态分布的投弹参数对入水参数的散布影响做了进一步的分析,结果表明:投放高度在较低高度时对入水参数的影响较为明显,而投放速度对物体偏离投放点的距离影响较大,投弹姿态角对入水参数的影响甚微。
针对灵巧弹药的特殊运动规律,对采用高精度惯姿算法改善弹道修正引信姿态探测精度进行探讨和研究。采用一种精确积分角增量的方法,对传统等效旋转矢量算法进行了修正,通过仿真验证了算法的性能,结果表明修正算法的精度具有一定的优势,为基于MEMS速率陀螺的弹载全姿态探测模块的工程化研究提出有益的建议。
针对存在系统偏差的传感器的航迹关联问题,提出了一种修正全局最近邻的航迹关联算法。该算法利用航迹的位置偏差和航迹间距离偏差进行航迹预关联,并建立航迹关联距离矩阵,通过对关联距离矩阵最优分配实现航迹的实时关联。仿真结果表明该算法具有很好的鲁棒性,具有工程应用价值。
针对由多个传感器组成的时间控制系统,为满足其较高的实时性和鲁棒性要求,提出了一种新的加权融合算法。该方法不需要传感器测量值的先验信息,根据实测数据之间的相互关系来确定门限和权值分配策略,避免了设定经验门限带来的主观因素。仿真试验和工程实际应用均表明:该算法鲁棒性强,融合精度高,且计算量小,满足系统的高实时性要求,具有一定的理论意义和较高的工程实用价值。
针对目前方法在复杂环境下很难有效检测出运动目标的问题,提出了融合光流的分通道帧差目标检测方法。首先通过降噪和平滑预处理工作增强有效信息,然后使用实时分通道图像差分精确检测运动目标,最终融合光流检测信息,以运动信息修正检测误差,很好的逼近真实目标。在检测算法中使用数学形态学方法去除噪声和斑点以提高检测效果。实验结果证明,该算法能对运动目标快速而准确的检测。
为了满足作战指挥系统的自动化需求,将信息获取技术、信息融合技术应用于作战指挥系统中,分别建立了针对作战指挥系统的目标情报处理、火力计划及火力分配辅助决策模型,并借助作战单元打击目标的仿真实验对其进行了验证,结果表明该辅助决策模型取得了准确合理的分配结果。因此,辅助决策技术能够很好的增强作战指挥信息化程度,实现作战指挥的自动化,进而提高作战效率。
针对曲面弹体构件在超声自动检测时存在探头运动较为复杂的问题,提出了一种利用已知的曲面参数通过计算生成并预先设置好运动路径的检测方法。通过对弹体构件结构的分析,利用喷水耦合的方法以保证在构件表面变化较大的位置不会对运动造成影响。由于构件存在空心和实心两部分,就需要在计算运动路径时以检测方法为基础分析各种结构情况下的运动方法。该方法减少了超声测距和探头位置调整的时间,有效节约了自动检测的效率。
考虑到实际战场环境的复杂性及武器系统本身的不确定性,要给出武器系统效能的精确估计几乎不可能。为此,利用区间分析方法,提出一种改进的ADC效能区间评估模型。该方法将ADC模型表示为区间形式,使得最优效能估计包含在估计结果中。结合某自行高炮武器系统的效能评价指标,构建了具体的效能评估ADC区间模型,并对该模型进行了验证分析。
重力误差对空间稳定型机载惯导系统(spacestabilizedinertialnavigationsystem,SSINS)的3个通道都存在影响,特征根分析表明重力误差会造成SSINS的导航参数呈指数发散。为克服由重力误差引起的系统发散,采用飞行器上测高设备测量的高度值进行重力计算补偿,并从原理上证明了该种重力计算补偿方法的可行性和正确性。最后对理论分析进行了仿真验证,结果表明引入外测高度信息计算重力可以有效的抑制重力误差造成的系统发散,并且该补偿方法不破坏SSINS的舒勒调整条件。
研究反舰导弹末制导雷达抗质心式箔条干扰的信号处理算法问题。分析了质心式箔条干扰的作用机理,以目标回波与箔条干扰在多普勒维的差异为切入点,设计了多MTI滤波器对回波进行滤波,最后利用Matlab软件进行仿真验证。仿真结果表明,参数设置合理的多MTI滤波器可有效改善箔条干扰下的信干比,提高反舰导弹抗质心式箔条干扰的性能。
分析了动态图像跟踪识别系统工作原理,研究了远程图像制导导弹目标识别能力,依据FLIR模型和LAND模型分别计算了电视图像和热图像目标识别概率,考察了各种环境因素等对识别概率的影响。计算的结果符合实际,表明目标识别能力评估模型计算正确,为远程图像制导导弹目标识别指标论证和评估提供参考。
文中定义了目标逻辑模型概念。根据目标逻辑模型,建立了目标属性分布函数和目标属性矩阵(MS矩阵),提出了基于逻辑模型的目标识别方法。以目标高度、目标速度和散射面积为目标逻辑模型参量,任意抽取三组目标参数样本对逻辑模型识别法进行了仿真,结果表明该方法具有原理简单、易于实现、可信度高等特点。
为消除传统D-S证据理论在战场条件下存在的不足,文中结合战场环境信息融合的背景特点和特殊要求,从应对实时性和融合精度的要求上同时出发,引进了一种基于矢量欧氏距离的新融合算法。通过数值仿真结果表明,该算法可行。
为了提高数字接收机的测频精度,文中在分析Rife算法性能的基础上,提出了一种改进的Rife测频算法,并对该算法的原理和FPGA实现步骤进行了详细说明。仿真结果表明,在相同的信噪比条件下,该算法的测频误差小于Rife算法。同时,为了提高算法的运算速度,在利用FPGA实现时,将对数运算利用查找表方法实现,采用减法操作替代除法运算,使测频速度高达240MHz。最终实测结果验证了算法的有效性。
为有效减小火箭发射装置质量,提高回转机机动性能,采用基于变密度法的结构拓扑优化技术,对火箭发射装置的回转箱体进行结构优化。文中针对四种典型发射工况,以结构刚度设计要求为约束条件,以质量最小为优化目标,获得了回转箱体的最优拓扑结构。通过对优化后的结构进行分析,结果表明优化后回转箱体质量减小了15.4%,刚强度满足设计要求。该优化方法对于发射装置其它结构的改进具有重要参考价值。
为解决无人机侦察航路规划问题,采用文化基因算法(memeticalgorithm,MA)进行求解。以粒子群优化算法作为主搜索策略,采用基于模拟退火的加权法对非劣解进行局部搜索。目标函数综合分析了战术效果、航程、安全性、飞行时间等指标要求,并从环境和无人机自身分析航路规划约束条件。最后对算法性能进行了测试,实验结果表明该文化基因算法比单独使用粒子群优化算法具有更高规划效率,得到的初始侦察航路较优。
针对经典PID难以在发射过程中存在大转动惯量变化和燃气流冲击扰动的火炮交流位置伺服系统中取得良好控制结果的缺点,设计了一种采用非线性PID和RBF自适应PID复合控制策略的位置控制器。此控制器克服了非线性PID参数只能按照固定规律变化、RBF自适应PID适用范围有限和离线样本选取困难的不足。仿真结果表明控制策略具有较强的抗参数摄动和载荷扰动能力,并能有效提高控制系统的动态响应性能。
针对子母弹抛撒子弹环境的特殊性,设计了一种存储遥测系统,用于完成子母弹子弹抛撒实验参数的实时采集与无线传输。避免了繁重的装置装卸和数据读取工作,并提高了实验时的安全系数。文中给出了系统的总体设计方案,阐述了系统各组成部分的工作原理,实现了多量程测试、多存储模式,并进行了相应的实弹测试试验。经实验表明,该系统在抛撒实验时很好的完成了数据存储和无线传输的功能,误码率很低,完全符合实验标准。
针对多管火箭箱式发射技术的特点,结合其在非致命武器领域的应用,提出了储运与发射非致命火箭弹一体化的箱储式防暴弹发射单元这一全新概念。对发射装置承受载荷进行了分析,选取工程塑料作为定向器材料。利用计算机辅助设计软件Pro/Engineer与有限元分析软件ANSYS相结合,建立了定向器有限元数值仿真模型,对定向器在承受最大载荷状态下的应力变形及位移进行了对比分析,保证了定向器设计符合理论设计要求。
