为降低单轴旋转惯导输出的振荡误差,提高系统精度,在单轴旋转惯导中引入了阻尼网络。采用时间步距仿真技术,建立了基于Simulink的动基座单轴旋转阻尼惯导仿真模型,并分别对无阻尼和水平阻尼情况下,常值漂移和随机漂移对单轴旋转惯导系统的影响进行了仿真分析。结果表明,在单轴旋转惯导中引入阻尼网络能够消除系统舒拉周期振荡误差和傅科周期振荡误差,抑制随机漂移的影响,大大提高了单轴旋转惯导系统的输出精度。
针对SINS/GPS紧耦合组合导航中的非线性融合问题,提出了一种基于高斯和粒子滤波(GSPF)的紧耦合导航方法。建立了SINS和GPS的紧耦合非线性模型,分析了GSPF算法对最优贝叶斯滤波的近似原理,并设计了基于GSPF的紧耦合融合步骤。对系统进行了仿真,结果表明在GPS可见卫星数目低于4颗时紧耦合仍可实现组合,并且GSPF在紧耦合导航中可达到较高的估计精度,当系统具有较大姿态误差时可获得比粒子滤波(PF)更好的精度和更快的收敛速度。
针对飞行方式灵活、高度表测量误差大、惯导初始积累误差大等机载应用环境的特点,文中提出了一种适合于机载应用的地形匹配系统结构,并详细分析了该系统结构下的工作流程、匹配算法、匹配区选取原则等地形匹配系统实现过程中的关键技术,实验结果证明了研究方案的合理性和可行性。
针对空空导弹的特点,对适用于空空导弹的SINS/GPS组合导航系统进行了研究,明确了组合导航系统对火控系统的设计约束,设计了冗余空空导弹组合导航系统结构使导航系统更健壮;选择了当地地理系作为组合导航系统的坐标系,推导了在此坐标系下组合导航算法状态方程和量测方程;最后进行了蒙特卡洛法仿真,验证了组合导航算法设计的可行性与实用性,具有良好的工程应用前景。
针对弹载步进频率宽带相控阵雷达的前视真实孔径成像以及地、海杂波背景中的目标探测应用,提出了基于方位向非均速扫描和最小二乘参数估计的距离-方位二维成像方法以及成像过程中的运动补偿方法。该方法运算量少且适合于扫描过程中的流水线并行处理,在高重频情况下的高速弹载应用中可以实现远小于波束宽度的方位分辨力。理论分析和仿真实验证实了方法的有效性。
为了获取炮射弹体最优的姿态解算方法,使其能满足弹体的实际应用要求,文中阐述了目前用于弹体姿态测量的主要方法及缺点,提出了一种运用地磁传感器进行姿态测量的方案,并建立了坐标系完成参量解算。当地磁传感器测量方法不可靠时,可以使用角速度传感器完成姿态解算。使用两种信息融合方法进行姿态解算,可在全弹道上可靠的进行姿态测量。
基于非线性函数提出了一种新型离散非线性指数趋近律,实现切换项系数随系统运动点到切换面的距离由大到小非线性变化,使系统运动点到达过程由快到慢的变速控制;设计了基于离散非线性指数趋近律的控制器,研究了几种离散趋近律存在的差异和问题,通过与几种离散趋近律在到达时间和抖振幅度的比较,证明非线性指数趋近律不仅缩短了到达时间,加快了趋近过程,间接增强了系统鲁棒性,而且进一步降低了系统抖振,改善了控制品质。
针对现有导航星选取方法提取的导航星分布不均匀,以及方法复杂、速度较慢的不足,通过在球面上近似均匀分布的螺旋基准点邻域选取、保留一颗导航星,满足了分布均匀性的要求;采用k-vector方法在基准点附近搜索候选星,提高了方法的整体速度;提出了“距离-星等”加权方法对候选星进行筛选,以保留更为科学合理的导航星。仿真结果表明,选取的导航星分布较为均匀,方法实现简单、快速,且能够有效降低视场内可观测星数的标准差。
单吊挂在轨的分离安全分析是采用轨式发射的空空导弹系统总体设计的重要内容之一,其分析主要包括弹体干涉分析和吊挂阻滞分析。文中对基于允许值的空空导弹单吊挂在轨的分离安全分析方法进行了介绍,阐明影响单吊挂在轨段分离安全的因素,提出解决措施,最后以某型导弹为例进行了分析。文中的方法可为弹架分离安全性设计提供参考。
文中通过数值计算和风洞试验相结合的方法研究卷弧翼不同安装方式滚转力矩特性的差异,为转速设计提供依据。通过研究得到以下结论:数值计算和风洞试验得出的滚转特性规律一致,验证了计算分析结论的可靠性;两种方法均再现了卷弧翼的自身诱导滚转现象,且在跨音速出现滚转换向。文中提出的两种对装形式均能消除卷弧翼自身诱导的滚转效应,利于导弹转速设计。
针对弹载相控阵惯性视线重构问题,提出了基于相对运动状态估计的视线角/角速率重构方法,与传统方法相比,文中提出的方法在稳定坐标系下建立导弹-目标运动状态动力学模型和雷达导引头观测模型,无需对导引头测量的角信息使用微分网络,避免了测量噪声的放大。在分析系统可观测性的基础上,采用UKF滤波算法进行状态估计,根据估计值重构视线角速率。仿真结果表明,该方法对机动目标的重构角误差<0.5°,角速率误差<3°/s。
文中对楔形自锁防振机构的发射安全性影响进行了分析并给出校核方法。详细分析了楔形自锁防振机构的原理特性,通过尺寸链计算出最大变形量,并采用有限元法计算出,通过对最大正压力的计算分析,得出楔形自锁防振机构的发射分离安全性分析方法。通过具体算例说明了此方法的正确性,并结合计算结果给出了楔形自锁防振机构的适用范围。
针对弹翼展开机构中燃气作动筒的应用研究,运用数学归纳拟合分析及建模分析的方法,提出了燃气作动筒活塞的运动计算模型。该模型用于弹翼展开装置中燃气作动筒的产品研制设计中,为燃气作动筒的设计计算提供理论指导依据。
为设计和模拟某尾翼系统弹起机构,节约试验费用,缩短研制周期,利用三维建模、动力学仿真等软件进行建模和仿真分析。仿真结果与靶场飞行试验结果相近,为方案优化设计提供依据,体现了仿真设计的先进性和准确性。
导弹制导仿真试验系统的设备组成具有一定的复杂性,为使导弹制导仿真试验系统中各种不同类型的仿真设备能够协同一致的工作,采用COM技术以及模块化思想对系统的主控软件进行设计开发,使主程序框架以及各功能模块高度独立,实现了半实物仿真试验全过程的高效控制以及状态的实时监测。同时,对不同型号的被试品具有较高的通用性和可扩展性。开发的主控软件在以太网和实时网双网络环境下运行可靠,控制灵活,且数据传输及显示的实时性较高。
文中主要从导弹自动驾驶仪设计的角度出发,讨论舵机的性能分析方法。推导了导弹对舵偏角与舵偏角速度的需求;从舵机实物测试数据中提取信息,大致了解舵机的性能,进一步判断舵机系统是否满足使用要求,并尝试建立较为准确的舵机线性化仿真模型;通过对舵机非线性环节的分析,给出了消除或减弱非线性环节影响的措施,这为自动驾驶仪设计提供了有效的数据支持。仿真结果表明所采用的分析方法与措施是有效的。
针对激光制导武器,从理论与实验两个方面分析了海水吸收系数对激光制导武器锁定水下目标时的信号衰减的影响。应用激光输入、接收信号的偏移量分析方法,分解不同波长段的激光的吸收系数,进行激光水下吸收系数的仿真计算,结果表明,波长在400~600nm波段的激光其水下吸收系数较大,该计算结果可为该类武器的设计与鉴定试验提供帮助。
介绍了相关分析法的基本原理及其在舵机系统性能分析中的应用,实测了系统在特定输入频率下的响应曲线并对比分析了过零算法与相关算法在求系统相移中的结果,实验证明了相关算法较之传统的过零点法,具有误差小,一致性好,可信度高的优点,已经应用于舵机性能分析中,并取得良好的效果。
为了开发一种射流型多模式战斗部,使其穿深能力明显高于EFP,采用了90°铜药型罩聚能装药结构,不同起爆方式与炸高调节机制结合,使同一种聚能装药可分别形成长径比差异较大的长射流或杆式射流。试验表明,选择中心单点起爆与典型制式炸高结合,形成的杆式射流穿深较浅而开孔直径较大;选择环形多点起爆与有利炸高结合,形成的长射流穿深较高而开孔直径较小,不仅使两种聚能侵彻体的穿深能力具有明显差异,而且还可实现破甲-杀伤多用途。
基于爆炸成型弹丸(EFP)和环形侵彻体的特点,提出了一种能够同时形成两种毁伤元素的装药结构。利用ANSYS/LS-DYNA软件对该结构进行了数值模拟,并对其主要影响因素进行了对比分析。研究结果表明:当中间药型罩材料密度大于环形药型罩材料密度时,能够使环形侵彻体的速度大于中间EFP的速度;当偏移量d为2mm时,环形侵彻体头部偏转角几乎为0°,其形态较好,侵彻能力较强。研究结果可为成型装药结构的研究提供一种新的参考。
为提高激光近炸引信的测高值精度,提出了一种噪声特性动态估计的Kalman滤波方法,以滤除引信测高值中统计特性随地表特征而变的噪声。分析了测高值差分序列与测量噪声序列的统计关系,推导出了利用测高值计算测量噪声方差的无偏估计量;采用非参数假设检验的方法识别测量噪声类型,进而动态估计测量噪声的方差。以反辐射导弹定高起爆为背景,进行了仿真计算,结果表明该方法能够很好的解决测量噪声统计特性动态变化的Kalman滤波问题。
为研究药型罩结构参数对K装药射流成型的影响,利用ANSYS/LS-DYNA软件对其成型过程进行数值模拟,得到了结构参数对射流的头部速度、长度、动能和能量利用率的影响规律,并对有无波形控制器的情况进行了分析。研究表明:药型罩高度40mm<H<60mm、曲率半径300mm<R<500mm、厚度3mm<δ<5mm、装药长径比0.7<x<0.9时,形成射流性能较好。与无波形调整器的装药结构相比,射流的能量利用率提高17.6%,速度提高42.5%,长度增加1倍,能量增加2.5倍。
钛合金是一种新型药型罩材料,依据药型罩成分均匀、晶粒细小的要求,采用挤压精车工艺制备了钛合金药型罩。对材料进行了微观组织的金相观察和力学性能测试,了解材料组织、性能。通过材料形成射流的数值仿真与闪光X射线照片的参数对比,结合试验验证数据,认为钛合金药型罩射流基本连续、准直,可形成有效的聚能杀伤元,在对钢筋混凝土的侵彻过程中,既能保证较高穿深,又具有较大的侵彻孔径,有很好的应用前景。
时敏目标已经成为当今和未来战争中的主要打击目标之一。针对智能弹药时敏目标协同打击任务,在阐述了时敏目标概念及其时敏特性的基础上,介绍了打击时敏目标的主要作战模式,分析了智能弹药协同打击时敏目标的协同搜索、协同攻击和航迹规划等协同技术,并指出了其发展趋势。从任务模式上将智能弹药时敏目标协同打击任务分为协同搜索任务和协同攻击任务,并针对性的进行协同搜索策略、协同任务分配以及航迹规划的任务建模。
由于加装了修正模块,弹道修正弹的弹道特征与普通榴弹有着明显的差异,系统误差中不存在诸元误差,所以普通榴弹弹药量的计算方法不适用于弹道修正弹。在参考普通榴弹射击效率评定方法的基础上,结合弹道修正弹弹道特点,提出了弹道修正弹射击的弹药需求量估算方法。通过举例分析并仿真对比表明,该方法切实可行,可以用于弹道修正弹射击的弹药需求量计算。
为了为引信惯性触发装置设计提供参考,利用LS-DYNA软件对头部不同形状的弹丸以不同着角碰击薄目标过程进行数值仿真研究,得到了头部不同形状的弹丸以不同着角碰击不同薄目标时的最大前冲过载系数。研究表明:弹丸前冲过载系数最大值并不是在正碰靶的情况下,而是对应某一小着角,靶板材质和厚度不同该着角也不同,应考虑弹丸攻角和立靶误差导致的着角变化对引信惯性触发灵敏度和钝感度性能的影响。头部形状不同,弹丸碰靶前冲过载系数差异较大,因此弹头形状设计应综合考虑气动力特性与引信碰靶前冲环境之需。
通过自行设计模拟弹丸,按照靶场试验要求利用通靶和多路测时仪相结合的方式,分别对单发弹丸爆炸和多发弹丸爆炸所形成破片的飞行速度进行了实验研究,得到了两种情况下弹丸破片飞行的速度,并对格尼公式的计算结果进行了对比分析。研究结果表明多发弹丸爆炸时的破片飞行速度与单发弹丸爆炸时的破片飞行速度相差不大,但两者都小于格尼公式的计算结果。
为适时监测引信自动感应装定器的性能,提出了一种基于副线圈的引信感应装定器反馈通道设计方案。该反馈通道置于装定器内,由副线圈和反馈电路组成,具有模拟引信装定接收电路的功能,从而使装定器独立形成闭环系统。文中描述了该方案的工作原理,分析了方案的可行性,并给出了应用实例。实践表明,该方案能够满足适时监测引信自动感应装定器性能的需求,并具有电路实现简单、可靠性高、简化引信设计等特点。
为了研究战斗部高速破片对飞机金属结构的破坏机理,计算了冲击压力和温度。为了研究热辐射的破坏机理,开展了烧伤试验。研究表明,高速破片撞击下飞机金属结构将产生很高的压力和温度;金属材料烧伤后其强度下降,而硬度的变化则因材料而异。综合分析表明:防空导弹对飞机金属结构损伤模式主要表现为高速破片撞击下的破孔损伤、热辐射作用下的材料性能改变以及冲击波作用下的局部变形和撕裂破坏。
空间环境的日益恶化给远程弹道导弹空间飞行安全带来了严重威胁。针对空间碎片的数目繁多使得导弹与空间碎片碰撞预警耗时很长的问题,为了减少碰撞预警时间,提高预警效率,分析碰撞预警模型和多线程多CPU特点,提出了基于多线程技术的远程弹道导弹与空间碎片碰撞预警算法,并运用仿真比较了算法的预警效率。仿真表明该算法能有效减少预警时间,提高预警效率。该算法可为发射前碰撞预警提供技术支持。
针对某发动机的大延迟控制通道,提出了一种基于前馈-反馈复合补偿的内模PID控制算法,该算法采用前馈的方式在被控量“未变化前”进行“超前补偿”,加大提前修正能力,从而提高系统的响应快速性,并减小稳态误差;采用内模控制的思想去整定PID参数,结构简单,在线调整参数少,调整容易,计算机仿真和地面试车结果证明了该方法的有效性。
采用内装式空中发射运载火箭技术,载机与运载火箭的分离过程时间短,箭机距离近,整个过程需充分考虑载机与火箭的安全性,其中火箭的爆炸是影响安全性的一个重要方面。文中基于爆炸相似理论,建立了以爆炸波冲压、载机表面过载等为变量的目标函数,结合火箭初始弹道动力学方程,得到了爆炸冲击波阵面压力随冲击波传播距离的变化曲线和特殊超压值时的箭机位置关系表,确定了安全距离,可以为空中发射试验和发射任务圆满完成提供一定的安全性理论基础。
为即时的准确的预测弹丸落点,文中建立了基于质心弹道模型的卡尔曼滤波状态方程,利用衰减记忆法扩展卡尔曼滤波递推算法估计方程中的未知参数和风偏因素,并利用其估计参数外推出外弹道落点。利用某型号迫弹卫星虚拟导引装置的测量数据进行验算,其未知系数迅速收敛至真值,同时实现了对风偏的准确拟合。研究发现其卡尔曼滤波算法对弹丸落点预测具有精度高、运算速度快等优点,适宜于工程应用。
针对弹道高度较低且终端状态受多种约束的固体火箭,对传统能量管理方法进行了改进。改进方法增加了基于标准飞行程序的预测步,根据弹道高度较低的特点在计算总视速度模量环节扣除了气动阻力引起的视速度损失,基于终端状态所受的多种约束提出计算需要视速度模量的新方法。仿真结果表明改进方法可以提高能量管理效率、减小速度偏差,验证了在低弹道飞行试验中的实用价值。
针对旋转稳定火箭弹提高射程和增大飞行速度带来的飞行不稳定问题,进行了基于稳定飞行的转速设计,并利用FLUENT软件和用户自定义函数UDF,在旋转壁面边界条件下对火箭弹进行气动特性仿真,分析了火箭弹阻力系数、升力系数和马格努斯效应随攻角的变化规律。结果表明:在设计转速为2827.43rad/s下,气动仿真和外弹道仿真结果能够满足火箭弹飞行稳定性要求,从而为火箭弹增程设计提供了依据。
为提高火力密度和作战效能,结合一维修正弹“打远修近”原理,基于外弹道理论,建立了舰炮一维修正弹多发同时弹着模型和火控算法,仿真计算表明舰炮一维修正弹能够通过增加不同的射程扩展量确定不同射角和控制阻力环不同张开时刻相配合,实现单炮多发同时弹着射击。丰富了单炮多发同时弹着射击理论。
文中针对战术导弹模型动态气动特性风洞实验对微量滚转力矩测量提出的特殊要求,开展了动态气动特性风洞实验微量滚转力矩测量技术研究,成功地研制了一台五分量高灵敏度高精度微量滚转力矩动导天平,并完成了动导天平的静态校准、风洞实验和性能评估。实验结果表明,天平设计灵敏度合理,抗干扰能力强,实验精度高,满足战术导弹模型动态气动特性风洞实验微量滚转力矩测量要求。
采用翼型中剖面与端面剖面对应点压力值对比的数据处理方法,在NF-3风洞对WA-A210翼型表面流动进行了侧壁边界层吹气控制实验研究,探索模型在失速迎角附近的最佳吹气动量系数与二维流动之间的匹配规律,得到了翼型模型不同状态下的最佳吹气动量系数的判断准则。结果表明:1)利用这一数据处理方法得到的准则能够判断翼型表面的二维流动状态;2)采用侧壁吹气方案改善了翼型表面二维流动,减小了侧壁边界层对翼型实验结果的影响。
为了研究两级分离布局导弹分离过程的气动特性,文中利用自主开发的数值计算程序对导弹两级分离过程进行了模拟,并完成了部分工况的风洞实验验证,分析了分离过程导弹两级气动特性的变化规律。研究范围:马赫数2.0~5.0,攻角0°~6°。结果表明:攻角和侧滑角对导弹两级的轴向位移影响较小,马赫数越高、I级模型头部锥角越小或导弹两级直径比越接近均有利于导弹两级的快速分离。
调频步进雷达波形通常具有大带宽,由目标逐个频点的RCS电磁计算数据直接重构雷达回波,面临计算量巨大且高速运动目标回波难以实时计算的问题。基于线性雷达目标理论和FFT内插方法,提出了一种调频步进雷达动态目标回波信号生成的新方法,重点解决chirp信号子脉冲高速运动目标回波的实时生成问题。仿真实验验证了算法的有效性。
为了分析爆炸冲击对舰船结构的毁伤问题,利用抗恶劣环境的存储测试技术,设计了一种用于记录战舰结构振动加速度的装置。该记录装置由测点的采集存储探测头、以光纤传输采集数据的远端存储备份单元和主控制单元组成。通过现场试验,系统成功地记录了冲击振动加速度信号,测试结果对舰船结构抗毁伤设计具有重要参考价值。
在航空航天及武器系统中,传感器承受很大的冲击,这就要求传感器具有很高的抗高过载能力。文中在原有基础上对复合量程微加速度计中的高低量程模块进行抗高过载设计的优化。试验测得优化后的结构能够抗20000g,能够有效地满足高过载高冲击环境的要求。
为了提高三维运动声阵列在有色噪声环境中对二维机动目标的跟踪精度,提出了一种基于测量残差的自适应交互多模型无迹粒子滤波算法。该算法建立了三维运动声阵列跟踪系统动态模型,通过无迹变换(unscentedtransformation,UT)构造初始粒子概率分布函数,利用测量残差及自适应因子实时修正测量协方差和状态协方差;通过不同算法仿真对比,验证了文中算法在跟踪精度、稳定性及实时性上的有效性。
传统的干涉仪测向系统中,测向精度受到阵列有效孔径的限制。利用四阶累积量的阵列扩展特性,可以达到在解测向模糊的同时保证测向精度的目的。通过对四阶累积量阵列扩展特性及干涉仪测向原理的研究,提出了将阵列扩展特性应用于干涉仪测向系统的测向方法。推导采用不同扩展阵元构成长基线测向时,对应的测向误差公式,得到获得较高的测向精度所需满足的天线阵元间距关系。Matlab仿真结果验证了此方法的正确性。
高精度GPS定位需要解算双差分载波相位的整周模糊度值。模糊度搜索空间的合理确定对整周模糊度计算的正确率和计算效率至关重要。通过比较几种常见的动态整周模糊度搜索方法,提出一种直接通过浮点模糊度方差阵确定整周模糊度搜索空间的方法。进行了基于实测数据的实验与分析。实验结果表明,该算法计算量小,且具有较高的正确率。该方法可使模糊度搜索效率得到提高,相应的定位精度明显改善。
为解决机载无源定位中高精度角速度参数难以获取的问题,利用相位差变化率对角速度的放大作用,通过二维相位干涉仪布局建立一种新的无源定位观测模型,实现了对空中目标的定位。针对UKF滤波中误差协方差矩阵负定导致滤波不稳定的问题,引入平方根UKF进行跟踪滤波。仿真表明:在较低的参数测量精度条件下,新观测模型位置和速度跟踪误差降低,采用平方根UKF能够获得稳定的跟踪效果。
反导过程中,为解决用于TBM拦截效果评估的信息存在不完整、不准确的问题,提高评估的准确性、时效性,首先分析了影响TBM拦截效果评估的因素,提出了基于贝叶斯网络的TBM拦截效果评估方法,构建了基于贝叶斯网络TBM拦截效果评估模型,之后通过实例仿真分析,验证了模型在TBM拦截效果评估中的有效性和可行性。
疲劳分析属于当今国内仿真领域的一个共性难题,由于实验无法测得发射装置危险部位的应力水平,文中通过计算结果与实验结果的对比,以计算结果为依据,结合试验对危险部位应力进行修正,从而得到发射装置危险部位的均方根应力,继而得到产品的疲劳寿命。
为了获得有效的天线罩修磨方案,文中将粒子群优化算法应用到天线罩误差斜率修磨调整技术中。相比传统的方法,该方法减小了试验和数据处理的工作量,提高了工作效率和工作质量。仿真结果表明,该方法可有效地把瞄准误差斜率控制在指标范围之内,且修磨方案的优劣仅与算法的性能有关,对修磨经验要求低,可操作性强。
火箭炮发射架位置伺服系统中存在燃气流冲击力矩、参数时变、外部扰动等非线性因素的作用,针对传统PID控制难以在此复杂工况下取得良好控制效果的缺点,文中设计了基于传统PID控制的RBF神经网络监督控制器,完成了神经网络离线样本的选取和训练算法的改进,利用神经网络自学习、自整定能力增强系统的自适应能力。仿真结果表明此复合控制策略可以有效提高系统的控制品质。
分析调频连续波方式雷达目标信号处理器的功能、内部结构、工作原理;以DSP和FPGA为核心芯片设计处理电路,构建流水线方式处理数据;FPGA控制低速外设同时内置FIFO数据缓冲;DSP控制FPGA的工作方式,处理采集数据,解算动目标参数;试验表明目标信号处理器的设计具有运行速度快、实时强、工作稳定、可工程化应用的优点,适用于地面动目标跟踪探测。
为实现某弹药电性能的定量检测,设计了一台基于虚拟仪器的电性能检测仪。该检测仪的硬件采用模块化设计,软件采用基于LabVIEW的图形化编程语言实现,通过向该弹药电子部件输入直流工作电压和控制指令,对耗电电流及控制电压等信号进行实时同步采集,完成该弹药电子部件电路完好性的定量检测。实验结果表明,该检测仪完全能够满足部队弹药质量监测和修理机构对该弹药进行电性能检测的要求。
通过对经纬仪的内同步原理介绍,分析了CCD相机在测量中的误差影响因素,采用校飞试验数据作差结果验证了目标视场位置及运动速度对测角精度的影响。结果表明:目前采用的同步模式会导致测角精度下降,且目标偏离中心越远(脱靶量大),误差越大。针对内同步带入的测角误差,给出了软硬件的误差修正方法,以测量数据验证了二阶多项式拟合修正方法的有效性。
光电经纬仪是常规兵器靶场试验的主要光测设备之一,光学相机是光电经纬仪的核心部件,为了对光电经纬仪成像系统进行仿真,基于光学相机结构特点和工作原理,结合Virtools平台内部相机模块结构和功能特点,对光电经纬仪成像系统进行了建模,并对光学相机的焦距动态调节功能进行了仿真,达到了良好的仿真效果。
弹丸在膛内发射过程,要承受高压、高温、高过载的恶劣环境,为了准确测量弹丸在膛内运动过程弹丸底部所受的火药气体的压力,设计了一种小体积内置式的弹底压力测试仪,阐述了其测试原理及实现方法。该测试仪采用存储测试技术、高强度真空灌封工艺及高效缓冲技术,并经过模拟应用环境下的校准考核试验,最终成功获取了某弹丸在发射过程的弹底和膛底的压力数据。该项研究对引信、弹丸及火炮的设计、验收具有重要意义。
针对工业系统广泛存在的特征值分布于复数域的特性,提出一种基于复数域的自适应递推子空间辨识算法。该算法首先设计了变遗忘因子机制下Hankel矩阵的无偏更新形式;其次利用正交化子空间跟踪算法实现广义能观测矩阵的递推更新;最后,针对工业系统参数矩阵特征值普遍分布于复数域的特点,利用特征值空间的欧氏距离信息实现变遗忘因子的自适应更新。数值仿真结果表明,该自适应算法对时变参数的跟踪速度快、跟踪精度高。
激光引信射激光束的发散角是激光引信中重要参数,决定着激光引信探测目标的范围,需要准确测量。文中在分析射激光束特点的基础上,重点介绍了焦面法测量激光束发散角的原理和装置,提出了几项保证准确测量所需的关键技术,如CCD积分区域的合理选取,背景噪声的去除等。实验得出的测量结果及其不确定度,证明了所用测量方法及技术的可靠准确性。
主动防护系统安装在坦克等上,用于自动探测来袭弹药、判断其是否构成威胁,并发射防护弹药实施主动拦截来袭弹药。系统可在多个拦截区域对来袭威胁弹药进行拦截,在怎样的区域实施拦截最好?文中提出了一种基于交会率和拦截效能的最佳设计方法,经验证能够满足主动防护系统最佳拦截区域设计的需要。
