交接班技术是舰空导弹接力制导作战的关键技术之一。文中首先介绍了接力制导的定义、实现形式,以及交接班方式;然后通过对接力制导过程的分析,建立了接力制导的交接班模型,交接班各环节的数学模型,以及交接班精度解算模型,并在此基础上给出了接力制导成功概率的计算方法;最后进行仿真验证,结果表明了模型和方法的可行性与正确性。
在应用旋转矢量的捷联惯导系统姿态解算中,陀螺采样频率一定的情况下,要提高圆锥误差的补偿精度,除了利用当前姿态更新周期内的陀螺输出,还应利用前面周期的陀螺输出。通过分析,提出了一种利用前M个周期输出的N子样圆锥误差补偿算法的通用形式。这种补偿算法的系数可由矩阵的简单计算获得,无需繁琐推导。最后,通过理论推导和仿真验证,该算法在不增加子样数的基础上能有效提高圆锥误差的补偿精度。
为满足惯导系统初始对准中精度和快速性的要求,提出了初始对准新方法。深入研究了初始对准的原理;引入了新的姿态误差模式,分析并推导了新的坐标矩阵模型,采用分步处理误差的方法,改善航向角误差大而积累的问题;利用水平姿态角进行递推运算,免除了航向角误差对水平姿态对准的影响,提高了航向姿态对准的精度。最后,建立了基于误差分离的惯导系统仿真平台,通过实验证实了误差分离方法的有效性。
在景象匹配导航技术研究中针对实时图难以获取的问题,文中提出一种实用的景象匹配导航仿真验证系统方案,该系统可以模拟主要误差源的影响,生成的实时图与真实的飞行数据相比具有非常高的相似性。该仿真系统不仅可以为景象匹配导航技术的研发提供大量可靠的试验数据,并且为系统方案的设计与验证提供实验条件,具有重要的使用价值。
针对MEMS陀螺精度不高、随机漂移过大,提出了一种提高精度的方法。利用时间序列分析法建立模型,用Matlab进行参数估计及检验,最后基于该模型设计了卡尔曼滤波器对其进行误差补偿。对某三轴MEMS陀螺的实测动态数据运用上述建立的模型和滤波方法进行仿真。结果表明:该方法有效的减小了随机误差,明显的降低了随机漂移,从而提高了导航精度。
调和平均组合估计方法是一种非线性组合估计方法,将这种思想应用到外弹道数据处理中,并将计算结果进行了分析和评估,结果证实该方法不仅对权值进行了有效的匹配,而且提高了飞行目标弹道参数的数据处理精度。该方法有效的避免了算术加权平均线性组合估计的缺陷,可明显提高测量信息的可信度和降低信息的模糊度,减低了目标的不确定性。
针对末制导中剩余飞行时间估计算法误差较大,致使制导精度偏低的问题,提出速度弹道轨迹法和弹目视线平均速度法以精确估计剩余飞行时间。速度弹道轨迹法是通过对速度通过的弹道轨迹进行分割积分计算来求解剩余飞行时间;弹目视线平均速度法是在弹目视线上实时计算平均速度的方法来求解剩余飞行时间。将其应用于多约束条件下的飞行器最优末制导律中,仿真结果表明新算法具有很高的估计精度。
为满足弹载共形天线宽波束的要求,设计了一种新型多极化天线。该天线有工作在圆极化和线极化的两个端口,分别由圆形贴片和加载圆盘的单极子天线实现,可接收空间三个互相正交的电场分量。通过在圆形贴片和圆盘间短接铜柱对单极子天线的匹配进行调节。实测结果表明,圆极化和线极化端口回波损耗小于-10dB的频率范围为1.21~1.85GHz和1.54~1.61GHz,轴比小于3dB的带宽为1.45~1.8GHz,端口间隔离度大于15dB。该天线结构紧凑,剖面低,能够满足弹载共形天线的要求。
小型察打无人机投弹前后无人机状态发生突变,且存在机弹干扰,需要分析机弹分离对载机的安全性影响。文中采用基于动网格的非定常流场求解技术耦合外挂武器六自由度运动方程,给出察打无人机实时非稳态干扰气动力。将干扰气动力作用于无人机六自由度模型,建立了包含控制系统的察打无人机投弹六自由度非线性仿真系统。针对某察打无人机,就不同挂弹方案对无人机平台飞行状态的扰动进行了仿真分析。
航空武器在制导末段捕捉红外图像时,由于受复杂条件的影响,获取的红外图像会产生大量噪声,这对图像后期的分析和处理带来很大影响。文中在Donoho的小波阈值去噪算法基础上对阈值函数和阈值选取方法做了研究并加以改进,将其应用于航空武器获取的红外图像上。实验结果和数据表明改进后的算法不仅保留了图像的细节信息,还避免了振荡的产生。应用该方法对红外图像进行去噪处理有效地提高了航空武器末段精确打击的能力。
飞行器总体设计涵盖了多个学科专业,包含大量的设计变量、状态变量、约束方程以及学科专业之间的相互影响,是一个典型的复杂系统。为了提高飞行器系统的设计质量和综合性能,文中针对飞行器总体设计的特点,在多学科设计优化理论技术体系的基础上,从工程应用的角度出发,探索出一套实现飞行器总体多学科设计优化的思路和方法,实现飞行器总体的自动设计和优化,使方案论证阶段初始参数的选择更具合理性。
为了提高空地图像制导导弹抗干扰能力,在制导图像中加入邮戳,利用已知邮戳图案进行噪声估计,进而按局部统计法滤波去除噪声。实现了在复杂电磁环境下空地图像制导导弹受干扰后图像噪声的去除。仿真实验表明,在一定信噪比范围内,该方法可以去除部分噪声,增加人眼识别目标的几率,从而使在不改变现有硬件前提下提升空地图像制导导弹的攻击效能成为可能。
为更好的设计战术导弹控制系统,有必要研究不同通道舵面效率的情况。文中采用结构重叠网格数值仿真方法,得到多种组合舵偏状态导弹绕流外流场,重点分析了俯仰通道舵偏角的存在对滚转通道舵效的影响。结果表明,中等俯仰通道舵偏角的存在会对滚转通道舵效产生较大的影响,而滚转通道舵偏对俯仰通道舵效影响并不明显。
针对飞行器非线性动力学系统中存在的高度非线性、多变量耦合及参数不确定等特点,基于反演思想和滑模变结构控制方法,提出了一种飞行器自适应反演滑模控制器设计方法。该方法在反演设计的每一步都采用自适应滑模控制对各种不确定项及外界干扰进行补偿,避免了累积误差,实现对制导指令的鲁棒输出跟踪,并证明了跟踪误差收敛于原点附近任意小邻域。仿真结果验证了该方法满足跟踪性能要求。
对弹道导弹运动状态的实时跟踪是进行反导系统研究要解决的关键问题之一。文中针对此问题,首先分析了弹道导弹的运动特性,建立了重力转弯条件约束下的动力学模型;其次分析了动力学模型中的参数,建立了简化了的弹道导弹运动模型;最后对状态变量进行了适当选择,推导了弹道导弹运动状态方程,仿真了基于EKF的实时估计方法,结果表明使用文中所提出的弹道导弹跟踪建模方法跟踪精度较高。
分析了红外导引头探测系统的设计要求,建立了仿真系统的体系结构,描述了各子模块的功能、组成、模型原理,最后在基于组件的一体化建模仿真环境(CISE)下给出了红外导引头探测系统的仿真实现。体现了实战要素对探测系统的影响,为体系对抗条件下红外导引头的建模仿真提供了参考。
对于寻的制导导弹来说,弹体气动力特性是整个闭环控制系统的一部分。而为了使所设计的自动驾驶仪性能满足要求,必须对弹体气动力特性进行约束。文中首先分析了在无捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性的约束条件;进而讨论了在带有捷联惯导的情况下,导弹自动驾驶仪设计对弹体气动力特性约束情况,并通过仿真验证了这种约束的合理性。
在捷联寻北中采用正切查表法需要的制表空间大且代码执行效率较低,不便于采用单片机的实现方位角解算。将最小二乘线性拟合原理应用于反正切函数的分段线性化中,得到了不同精度的分段线性方程;通过仿真分析了该快速正切算法的计算误差;通过计算得到了不同精度时的分段数;通过比较得出了不同精度时在制表空间上相对于正切查表法的优势。研究表明该算法简捷快速,能有效提高代码的执行效率,节省大量的制表空间。
采用弹射方式发射空空导弹会提高对导弹姿态控制的要求。将基于N-S方程求解的流动数值模拟与控制律和求解导弹运动方程相结合,进行机载导弹弹射发射分离轨迹的计算研究。结果表明无控条件下静不稳定导弹在载机干扰流场中姿态发散较快,不利于导弹与载机的安全分离,引入姿态控制后导弹离开载机过程中的姿态变化得到有效控制,提高了导弹弹射发射安全性。
静不稳定技术是导弹设计领域中的新技术,它在提高导弹飞行速度、距离和机动性等方面有着优势。针对静不稳定导弹自动驾驶仪阻尼回路设计问题,分析了静不稳定导弹的结构特点和性能优势,利用标准系数法提出驾驶仪设计的简便计算方法。通过三组不同飞行参数的弹道特征点驾驶仪仿真计算和结果对比,验证了设计方法在控制系统性能稳定方面的可行性。结果表明该方法适用于静不稳定导弹自动驾驶仪设计。
为了优化和完善航迹规划,将细菌进化算法和多属性决策理论相结合。对转弯角的编码考虑了飞行器过载限制;生成初始种群时初始角度分散选取,以保证种群多样性防止早熟;通过变异和基因转移,减少种群数目,加快进化速度;采用生存概率、路径长度、转弯角度综合评价航迹,应用多属性决策方法选择最优航迹。仿真结果表明,优化效率显著提高,规划的航迹有效地规避了威胁。
为提高导弹抗强电磁脉冲打击能力,采用有限积分法对弹翼孔缝电磁脉冲耦合特性进行了仿真研究。对比分析了入射波极化、入射方向、孔缝尺寸和弹翼对耦合系数的影响。结果表明:弹体孔缝电磁脉冲耦合具有明显的极化特性,圆极化波更易耦合进入腔体内部;孔缝长度影响共振频率,而孔缝宽度仅对耦合系数的大小有影响;弹翼的反射和边缘绕射能够增强孔缝的耦合效应。
采用修正的Rodrigues参数(MRP)建立了飞行器姿态控制的数学模型,将非线性的飞行器姿态控制系统模型转化为线性参数可变模型(LPV模型),避免了四元数法带来的复杂计算量。针对Lyapunov函数V=xᵀP(x)x中含有多项式参数矩阵P(x)的非线性系统,提出了一套利用平方和优化技术和Lyapunov理论进行正定判定的方案和镇定控制器设计方法。仿真结果表明,设计方法有效解决了此类系统控制器设计问题,控制器具有较快的响应速度和较好的稳定性。
为实现粒子滤波算法在视频目标跟踪领域的应用,减小算法的运算量,提高算法的适应性和鲁棒性,文中提出利用构造等价有效粒子数的概念,采用选择重采样的方式减少重采样的执行步骤,减少运算量。同时为减小算法对亮度的敏感性,提出利用HSV色彩基准代替RGB色彩基准作为目标特征,对目标进行识别。最后对改进算法进行了试验,结果表明文中所提的方法能减少算法的计算量,有效的改进算法在视频目标跟踪中的稳定性。
为调整炸药装药中的爆轰波波形,设计了一种飞片冲击起爆系统,通过理论分析和计算确定飞片的形状及材料选择原则、飞片的倾斜角、飞片与主装药的间距,采用数值模拟软件LS-DYNA对设计的飞片冲击起爆系统进行了数值仿真计算。结果表明飞片冲击起爆系统能可靠起爆炸药装药并调整炸药装药内部爆轰波波形,可为端部预制破片或多EFP战斗部的驱动提供参考。
分析了长方体破片穿透薄板的影响因素,对穿透薄板的极限穿透速度进行了理论推导;基于文中的理论模型,对典型破片穿透1.5mm薄铝合金板的极限穿透速度进行了理论计算,并在AUTODYN中进行了数值模拟。结果表明,数值模拟和理论计算误差较小,证明了结果的可行性。
为了研究动能杆杀伤增强装置的杀伤概率,首先分析了动能杆杀伤增强器的必要性,然后分别介绍了动能杆的分离速度、有效杀伤半径、静态抛撒规律、动态杀伤区、命中杆条数的数学期望的计算模型,给出了杀伤增强器的杀伤概率的计算方法,并针对动能杆杀伤增强器的杀伤概率仿真计算,结果表明,拦截器的杀伤概率随杀伤增强器与目标距离的增大而迅速减小,当拦截器与目标之间的距离小于5m时,其杀伤概率可达50%以上。
弹体破碎性试验是考核破片数质量分布情况、计算典型破片质量、评价弹药威力的一项重要试验项目,典型破片质量直接影响着破片初速、破片速度衰减系数、杀伤面积等。目前靶场破碎性试验数据处理方法主要依据GJB3197—炮弹试验方法进行,典型破片的质量为破碎率曲线插值计算结果,存在一定的误差。针对当前典型破片处理方法存在的问题,提出了一种易行的破碎性试验结果处理方法,即增加典型质量分级区间的方法。经检验证明该方法优于目前的处理方法,典型破片的质量更加接近于实际称量质量。
为研究某钻地弹侵彻时对混凝土产生的损伤,设计缩比实验,制作了多层彩色混凝土靶体,并用LS-DYNA软件对实验进行仿真。侵彻后将靶体切开,依据混凝土不同的颜色观察到弹孔周边3倍以上弹径的混凝土区域发生了位移,根据切割断面的干湿分界线判断出混凝土隧道区的损伤情况。软件仿真得到与实验结果相近的数据,表明可以将此种仿真方法扩展到真实弹的侵彻研究上,满足工程研究的需要。
为研究隔板对聚能装药中爆轰波形和射流形成的影响,应用LS-DYNA有限元程序,采用ALE方法对某带隔板聚能装药射流的形成过程进行了三维数值模拟,并与试验结果进行了比较。计算结果表明,隔板可将球面爆轰波形转变为凹锥形爆轰波,使爆轰波相对于药型罩母线的入射角减小;当隔板厚度不变,存在着最佳隔板直径,小于最佳直径时射流头部速度随隔板直径的增加而增加,反之则会降低;双截锥形隔板可使爆轰波与罩母线的夹角减小到12°,射流头部速度比无隔板时提高了约18%。
针对撞击减速法模拟引信后坐加速度所得加速度-时间曲线调节困难和加速度持续时间不足的问题。为了找出影响加速度-时间曲线的因素,提出利用泡沫铝块作为缓冲器,通过利用ANSYS/LS-DYNA软件建立相应的撞击减速模型,对碰撞减速过程进行仿真。结果表明泡沫铝块起到很好的缓冲效果,泡沫铝密度越小,得到的后坐加速度持续时间越长。碰撞初速、泡沫铝块厚度、泡沫铝材料密度、动量转换块质量等都是影响加速度-时间曲线的重要因素。
药型罩的加工精度是影响破甲战斗部破甲深度的一个重要因素。通过理论分析,研究了药型罩加工精度对射流性能的影响,同时利用ANSYS/LS_DYNA软件建立了具有不同加工误差的药型罩及相应的战斗部模型,并进行了一系列的数值模拟。结果表明,药型罩加工误差的存在会影响射流性能,而且破甲威力随着药型罩加工误差的增大而下降,为研究破甲战斗部破甲深度问题提供参考。
铝颗粒的燃烧细节决定着推进剂的性能。应用Fick第一定律及Fourier定律,对燃烧颗粒中各组分气体的质量与能量扩散过程进行计算,跟踪氧化反应中生成的中间态产物,总结了颗粒尺寸及组分随燃烧时间的变化规律,以及颗粒的燃烧效率等。结果表明,颗粒燃烧初期,反应进行的较为强烈,约60ms后,燃烧趋于平稳,最终,颗粒20%以上的外表面被氧化物所覆盖。
某制导火箭弹采用发动机有控分离技术,分离点可以选择在主动段和被动段。为研究分离点位置对外弹道特性的影响,建立了分离点分别在主动段和被动段分离时的弹道模型,并分别对两种情况下的弹道进行了仿真,通过分析仿真结果得出主动段分离时射程、射高和最大速度都小于被动段分离,而射程范围覆盖范围大于被动段分离,这对确定该制导火箭弹的弹道模型和最终的分离位置方案提供了依据。
在两相流模型基础上建立了固冲发动机掺混段上硅基绝热层的冲蚀模型。对某一工况下的某型进气道发动机补燃室的冲蚀率进行了计算。为了减弱燃气流的烧蚀影响,对发动机提出了两种改型设计方案,通过影响相邻进气道之间的流场改善发动机的局部烧蚀状况。数值模拟结果表明在轴向上存在距离差的前后布置的进气道间,后进气道两侧的烧蚀较前进气道严重。另一方面,适当提高空气出口速度可以减小发动机的气动冲蚀效应。
转级装置是固体火箭冲压发动机的重要组成部分,关系着固冲发动机能否实现从助推向冲压的成功转换。文中针对整体式固体火箭冲压发动机转级技术进行了探讨,明确了转级装置的功能和设计要求,重点介绍了多种结构简单、实用性强的进气道入口、出口和燃气喷嘴堵盖,并对各方案特点作了说明,还提出了几种适用于转级单项和系统验证的试验方法以及转级时序控制的方法,可为国内转级技术研究提供依据。
以自行研发的烧蚀试验系统为基础,为提供试验设计和结果分析所需要的数值依据,针对系统的核心部分,采用FLUENT流体力学数值模拟软件和有限体积法,建立气固两相流流场的数学模型,对烧蚀枪内外的两相流流场进行数值仿真,其结果揭示了烧蚀枪燃气流和粒子流的速度场、温度场的变化规律。结果表明该数值仿真方法对两相流具有较好的模拟。
针对导弹推进系统的贮存环境恶劣严酷,特别是对结构可靠性要求较高的实际,提出导弹推进系统寿命预测原理,采用修正的Arrhenius方法和GM-BP组合方法,分别建立了发动机装药寿命预估和推进系统贮存寿命预测模型。在此基础上,开发了导弹推进系统贮存寿命预测软件,并进行实例仿真,验证了模型的有效性。依据仿真结果,工程技术人员可以发现潜在的故障模式,制定出相应的贮存期维修检测计划与策略,提高贮存可靠性,延长其寿命。
为了研究固体火箭发动机燃烧室内凝相颗粒的分布规律,改进了一种固体推进剂凝相燃烧产物收集装置,针对典型的HTPB复合推进剂,开展了不同聚集状态下凝相颗粒的收集实验。研究结果表明,凝相燃烧产物在0.27~100µm之间都有颗粒存在,凝相颗粒主要集中在0.27~10µm之间,粒径大于20µm的颗粒较少;工作压强对颗粒粒径分布有较大影响,随着工作压强的升高,凝相颗粒粒径变小,粒度分布更为集中;工作压强相同的条件下,随着聚集角度的增加,凝相颗粒粒径变大。
为了对大推力火箭发射时产生的噪声特性进行预测,采用了小型固体火箭发动机来开展缩比实验研究。通过小波变换和FFT方法对实验测得的噪声数据进行深入分析后发现:在发动机工作时间段出现了低频高幅冲击波成分,其幅值和频率特性与典型射流宽带噪声有很大不同;滤掉该冲击波成分之后的噪声频谱是典型的湍流宽带噪声频谱,并且得到射流噪声的声效率为0.51%,很好的吻合了火箭发射时声效率的经验数据,由此证明该冲击波成分并不属于射流噪声。
为了使冲压发动机适应更宽广的工作包线,提高工作性能,充分发挥推进剂的能量,必须设计燃气发生器流量调节装置。文中针对一种固冲发动机用流量调节装置进行了设计,完成了结构与内流场仿真计算,在仿真计算的基础上加工试验件完成了热试试验,试验结果表明设计的流量调节装置满足冲压发动机要求,可以为流量调节装置将来的实际应用作技术储备。
建立了亚轨道火箭的六自由度运动数学模型,然后以设计出的亚轨道火箭为例,对箭体模型的线性化进行了详细推导,得出了线性化后的扰动方程;接着对动力系数进行定量分析,根据结果推导出简化的箭体传递函数;最后对亚轨道火箭箭体的动力学特性进行了仿真分析,仿真结果表明该火箭在1.676Ma和5.580Ma条件下分别处于静稳定和静不稳定的不同状态,与气动数据静稳定判定结果一致,为下一步控制系统设计打下基础。
基于有限体积法和Roe离散格式进行了数值计算,分析了不同马赫数和攻角下二维全尺寸飞行器的流场,模拟了发动机内部氢/空气燃料的燃烧反应。计算结果表明:设计马赫数条件下,通过采用三级楔形体(压缩角度8°/6°/7°)对气流进行压缩,能保证进气道有足够的气流捕获量,经过压缩后的高压气体与氢燃料充分混合反应,发动机能以良好的状态工作。
为实现对泵喷推进航行体有动力流场的数值模拟,基于多参考系模型(MRF)建立了有动力流场模型;利用Fluent软件求解以k-εRNG湍流模型封闭的RANS方程实现流场的数值仿真;在用试验数据对仿真结果验证基础上,分析了泵喷推进器对航行体水动力参数的影响规律,结果表明文中所研究的泵喷推进器使航行体在10m/s航速下的阻力系数增大约47%,对垂向力系数和俯仰力矩系数影响小于3%。所建立的数值仿真方法及结果可为航行体水动力特性研究提供重要参考。
折叠翼的展开过程性能参数是折叠翼设计的重要指标,研究它对于设计折叠翼具有重要意义。文中通过地面试验与ADAMS动力学仿真计算分别对某折叠翼的展开过程进行了分析研究,并将地面试验数据与仿真计算结果进行比较和分析。结果表明两者的一致性较好,证明了动力学仿真模型的准确性。试验和仿真结果均表明折叠翼机构满足折叠翼设计要求。
针对传统火箭弹气动力工程算法中大量的查阅图表进行手工插值带来的不便和误差,文中利用Auto-CAD软件,通过AutoLISP语言编写程序对火箭弹空气动力图表数据进行选取,并转换为数据文本文件,再利用BASIC语言编写插值程序对数据文本文件进行插值处理,进而完成火箭弹空气动力模型的计算。经过实际计算验证,计算速度快,精度高,结果可靠。
在二维弹道修正方法的基础上,提出固定翼式二维修正弹的修正模型。针对大口径炮弹的飞行情况,设计了修正弹的物理模型。对炮弹及修正部整体三维建模,计算域六面体机构性网格离散。运用CFD流体计算软件,采用滑移网格计算技术对修正部及整体进行了计算分析,得出了修正部旋转舵力矩及控制舵力随马赫数的变化规律,为以后的固定翼修正方式的研究提供了气动依据。
MissileDatcom是一种估算导弹气动参数的软件,在初步设计中具有较高的实用价值。针对某巡航靶弹在不同攻角、马赫数下的升、阻力系数及俯仰力矩系数,利用CFD计算结果与Datcom的估算结果进行了比较分析。结果表明,在初步设计阶段中Datcom可提供较高精度的气动力系数,为设计者提供了替代专用程序的设计方法。
空间卫星的高速运动、钟差、GPS接收机应用平台的高动态性是影响信号同步的主要因素。为了积极应对这些因素对系统同步带来的挑战,实现对导航电文准确、快速解调的目的。文中基于对圆周捕获算法、非相干全时间超前-滞后码跟踪环及Costas载波跟踪环工作机理深入研究的基础上,提出了一种GPS软件接收机的同步算法,并通过仿真验证了该算法的有效性、合理性,从而为今后我国发展多种类GPS接收机应用平台提供现实依据。
为了解决并发实时系统在通用计算机上的仿真问题,文中分析了并发实时系统的一般特性,归纳了仿真验证的硬件架构选择,通过分离并发进程计算与运行顺序,按照时标调度进程,提出了一种将并发问题串行化的通用仿真框架,该框架适用于一般性的并发实时系统仿真,可以有效加快仿真程序开发,提高程序质量。
针对某型导发架内部三相电源测试需求,设计基于单片机C8051F410的鉴相电路板。测试其内部三相电源的相序、各相电压和各相频率;测试结果通过RS422通讯方式发送给上位机。详细阐述各功能模块的硬件设计、软件设计和具体实现途径,采用分区间法标定电压系数。此鉴相电路板测试精度高,结果可信,能很大程度上提高测试效率。
通常认为当系统噪声与量测噪声为加性时,是否将噪声扩展为状态量并不影响无味卡尔曼滤波算法性能。针对这种观点,文中利用变尺度对称集无味变换,在复杂加性噪声模型下,推导并证明了两者的差异,说明了上述观点的不全面性。并通过对扩展与非扩展、重采样与非重采样组合的四种算法形式仿真,研究分析了四种形式下算法性能的差异。结果表明状态扩展有利于提高无味卡尔曼滤波算法性能,从而证明了理论分析的正确性。
研究了陀螺仪在轨标定问题,提出了一种用星敏感器在轨标定陀螺仪的平方根滤波方法。用星敏感器的姿态输出对陀螺仪的误差系数进行估计,将星敏感器测出的姿态角解算的导航角速率引入到惯导系统的姿态更新,实现了姿态误差与速度误差和位置误差的解耦。根据系统的姿态误差方程,以陀螺仪的误差系数为状态参数,构造系统状态方程和量测方程,进行平方根滤波估计。推导了基于平方根滤波的标定算法。仿真结果表明,提出的在轨标定方法在适当的机动条件下,能够以较高的精度标定出陀螺仪的误差系数。
针对机载布撒武器子弹药开舱抛撒过程中对动态数据采集的需求,设计了弹载动态信息采集与分析系统。文中详细讨论了此系统的功能、组成及硬件与软件的设计方法。弹载动态信息采集与分析系统已成功的在某型号布撒武器抛撒试验中应用,得到的试验结果验证了该系统设计思路正确、合理,使用简单、方便,满足了抛撒试验过程中对子弹动态数据采集的需要,为实现机载布撒武器拋撒的动态数据采集和处理提供了有效的采集与分析手段。
针对目前的车载火控系统不能自动识别目标类型、准确定位造成反应速度慢和命中率低的问题,文中提出了一种基于图像信息的目标识别与定位的快速融合算法。该算法通过火控系统配置的图像采集装置实施对前方目标的实时监视,采用偏序关系认准、模板匹配和视差测距算法融合实现对目标类型的识别与距离检测,为火控系统的自动化、智能化水平的提升提供了一种有效的技术手段。该算法运算周期小于50ms,识别准确率高达98%,在2000m视距内距离检测误差小于1m。
面源红外诱饵已经发展成为对抗红外成像制导导弹的一种有效手段,通过红外景象生成方式模拟逼真的动态干扰场景来进行半实物仿真试验是检验、评估红外成像制导导弹抗干扰性能的重要途径。以红外景象生成图像的分析为基础,首先建立了面源红外诱饵与来袭导弹之间的距离模型,然后依据相互距离的变化研究了干扰图像的面积变化模型、位置变化模型和亮度变化模型。最后按照仿真流程进行了面源红外诱饵的图像生成,并对干扰图像的面积、位置和亮度变化进行了仿真分析。结果表明,模拟生成的干扰图像较逼真地再现了实战干扰场景。
相干两点源干扰是对单脉冲角跟踪系统的重要干扰手段之一,许多文献都详细分析并推导了相干两点源对比幅单脉冲系统的干扰角度增益公式,但对比相单脉冲系统的干扰机理分析还未见分析,有必要对该问题展开深入分析。文中在已有的基础上,分析了对比相单脉冲测角的干扰机理,得出了与比幅单脉冲一致的干扰角度增益公式,完善了相干两点源对单脉冲测角的干扰机理的理论。
基于电路与动力过程耦合作用的方法和发射过程中发射线圈与飞板的互感变化原理,对电磁飞板发射物理过程进行了理论分析,建立飞板发射阶段的运动模型,得到飞板发射阶段的运动特性规律,并对发射线圈的结构进行了初步优化。研究结果表明:发射线圈的特性参数对于飞板速度的影响较为明显,减小整个回路自感,增加互感,可以有效提高飞板速度,而飞板的加速度总体呈现线性特征。研究结果在军事、宇航等具有较大的应用价值。
为研究地面目标的易损性,文中以某简化坦克目标在脱壳穿甲弹打击下的易损性分析为例,介绍了装甲车辆易损性的一种定量计算方法。该方法采用了故障树分析和平行射线扫描法等易损性分析技术,利用自主开发的易损性分析软件完成易损性定量计算。计算结果表明:坦克侧面的M级毁伤概率、P级毁伤概率较高,而坦克正面和背面的F级毁伤概率则较高。
为了准确测量引信在膛内及飞行过程的动态参数,文中设计了一种可置于引信内部的微型弹载测试仪,分析了仪器具有的功能和特点。研究了仪器的强化处理工艺及高效缓冲结构,并经过模拟应用环境下的校准,最终成功获取了引信在膛内和发射过程的三轴加速度及转速信号。此研究对于引信、弹丸和火炮的设计、验收及研究有着十分重要的意义。
针对武器装备可靠性计算中概率分布参数的不确定性评估问题,通过抽样方法构造极限状态函数的响应面,在标准正态空间中计算可靠性指标的置信限,再将其转化为可靠度置信限。导弹隔框蒙皮的可靠度置信限计算问题验证了这种方法的有效性、准确性,该方法可以应用于试验样本较少的复杂大系统。
直升机载远程空地导弹主要特点就是采用发射后截获技术,因此,发射后截获概率是影响其毁伤概率的重要因素。影响截获概率的误差源很多,文中通过对各种误差源的定量分析,指出了影响截获概率的主要误差源,提供了一种发射后截获概率的近似估算方法,在武器系统初步方案设计时,可用该方法进行发射后截获概率的计算。
某型导弹对摆式加速度计在贮存期内提出了长寿命的技术要求,为了验证该项技术指标,文中采用加速退化试验方法和基于漂移布朗运动的可靠性评估方法,利用加速退化试验数据对摆式加速度计贮存寿命进行评估,得到了摆式加速度计的贮存寿命,验证了方法的适用性。
DPSSL窄脉冲激光引信具有发射脉宽窄、距离分辨力强和云雾后向散射低的优点。但由于其回波脉冲也很窄,为了从中获取精确的回波信息,必须采用高速的数据采集系统。文中采用Virtex-5系列的FPGA芯片,实现了一种基于移相倍频技术的高速二值数字采集系统。通过实验验证,等效采样频率能达到1.8GHz,可满足发射脉冲3ns左右的窄脉冲激光引信的采样速度要求,为后续的目标识别单元提供准确的回波数据,有助于提高引信的目标识别能力。
炭化层是绝热材料烧蚀过程中物理、化学和力学相互耦合作用的桥梁和纽带,其结构和力学性能的表征是绝热材料烧蚀预示数值计算的关键因素。文中针对三元乙丙绝热材料炭化层结构进行了分析,并基于炭化层多孔介质特性,利用固体多孔介质理论建立了炭化层关于孔隙率为参数的力学表征模型;根据炭化层强度测定结果,确定炭化层强度表征系数,建立炭化层破坏准则,从而为绝热材料烧蚀预示数值计算提供炭化层力学性能参数。
