针对捷联惯导系统在动基座条件下难以实现自主粗对准的问题,提出了一种采用GPS辅助计算姿态矩阵的新方法。姿态矩阵的计算被分解为三个独立的变换矩阵的求解,而GPS和IMU的输出数据则以积分的方式在不同的坐标系中表示出来,从而得出各个不同坐标系之间的变换矩阵以完成粗对准过程。经过仿真验证,该方法能使捷联惯导系统在动基座上快速的计算出初始姿态矩阵,且姿态角误差小于1°,满足为后续精对准过程提供初始值的精度要求。
首先介绍了导引头截获目标过程的概率描述,分析了最优搜索范围与最优搜索形式。计算了目标落入导引头波束內的落入概率,据此选择一维搜索方式,并基于最优搜索形式设计了扫描搜索方案。该方案不但符合最优搜索的原则,而且可以获得更好的截获概率并降低对导引头的技术指标要求。研究结果可以对同类的自寻的导弹工程研制起借鉴作用。
针对现有的交互式多模型粒子滤波算法存在粒子退化现象,跟踪性能不高,计算量大影响跟踪的实时性等问题,采用改进的残差重抽样算法,并在滤波前后,对各模型粒子进行输入输出交互运算,得出一种改进的交互式多模型粒子滤波目标跟踪算法。该算法在解决了粒子退化现象的同时,避免了残留粒子重采样问题,在一定程度上降低了计算量,减小了系统估计误差,提高了跟踪性能。通过仿真,验证了该算法的良好性能。
针对质点滤波(point-massfilter,PMF)算法应用中会出现概率密度函数发生除零现象以及出现匹配野值等问题,首先从算法原理上分析了概率密度函数发生除零的原因并提出了处理方法,然后将判断准则引入PMF算法中来防止出现匹配野值,并在搜索区域不同分辨率的条件下,对判断准则的取值进行了分析,得出了最佳值。最后以此为基础对改进的PMF算法在水下地形匹配导航中的地形适应性进行了仿真分析,结果表明该算法具有较好的可行性和适应性。
文中研究了战术导弹上广泛应用的三回路过载驾驶仪的快速性极限问题。首先从自动驾驶仪数学模型出发,建立了闭环极点与系统带宽的关系,提出了理想响应下闭环极点配置的共圆准则,然后从系统频带设计及闭环零、极点分布的角度,分别分析了高频部件带宽、舵机角速率限制以及闭环零点对于系统快速性的约束,从而建立了自动驾驶仪快速性极限的数学描述,并通过驾驶仪设计实例验证了结论的正确性。
文中通过发展的基于求解N-S方程的准定常方法对飞行器动态气动特性中的滚转动导数进行数值模拟研究。对国际标模Finner导弹滚转动导数进行计算验证,并分析了滚转角速度、马赫数以及应用于该方法中的对接面的网格差异对滚转动导数的影响。研究结论表明:数值计算结果与风洞试验值吻合得比较好,规律一致,且该方法耗时少,计算量小,能比较准确快速的得到滚转动导数结果,具有一定的工程实用价值。
分析旋转导弹在锥形运动条件下的控制策略,使之既可用于调整弹体姿态,又可用于控制锥形运动幅度,得出拉姆导弹在构型上采用中立稳定及减小横向转动惯量的设计;利用矩形舵面与三角形舵面产生的涡旋所造成的不同气动光学效应对激光引信虚警的影响,分析拉姆导弹采用三角形舵面的合理性;借助于变质量陀螺方程,分析在主动段发动机尾喷口直径的大小对导弹自旋速度变化的影响,得出发动机尾喷口直径应与燃烧室内径相等的结论。
设计了一种基于双闭环控制的超声波电动舵机,根据速度反馈元件的不同设计了两种速度环方案,一种是基于正交编码器的速度环方案,另一种是基于旋转电位计的速度环方案。样机空载实验结果表明,基于两种速度环方案下的超声波电动舵机系统都具有较高的位置跟随频响和精度,带宽分别达到62Hz和51Hz,静态误差分别为0.022°和0.082°。
针对弹载SINS/SAR组合导航系统中,导弹机动性会影响SAR成像质量的问题,提出了一种新的Burg-ChirpScaling-Dechirp成像算法。文中构造改进的相位补偿因子,补偿距离徙动造成的影响,采用Dechirp技术对部分孔径数据进行方位聚焦处理,优化算法结构;同时,建立回波信号观测数据的自回归模型,对图像的二维频谱进行外推,弥补经典CS成像算法空间分辨率受限的不足。将新的算法与CS算法进行仿真比较,结果表明,新的成像算法能有效改善点目标成像质量,提高SAR的成像质量。
新型雷达导引头中增加距离通道,既可以优化制导律设计,同时也起到抗干扰功能。为了提高弹目距离测量信息精度,文中首先建立视线方向上的导弹目标相对运动模型,然后结合目标基本保持匀速运动的特点,采用aß滤波器对雷达导引头距离通道中弹目距离进行估计,并通过仿真试验适当调整滤波系数以优化滤波器性能。仿真试验结果表明,aß滤波器对雷达导引头距离估计是有效可行的,且计算量小,易于工程实现。
分析了相控阵雷达导引头和集中式MIMO雷达两种技术优缺点的基础上,提出了一种基于全数字式相控阵雷达导引头硬件结构且联合运用相控阵雷达技术和集中式MIMO雷达技术的新型雷达导引头。给出了新型导引头可行的运用模式和结构模型,并对模型中的主要部分进行了分析,总结了新模式导引头的优点,最后对新型导引头实现的关键技术进行了阐述。
为模拟导弹飞行过程中舵机承受的铰链力矩,文中基于某型号导弹舵机测试要求设计了一种机械式负载模拟器,利用扭杆随舵轴运动产生弹性形变使舵轴受到反作用力从而实现加载。对扭杆这一关键结构进行了结构设计及材料选取,解决了加载梯度变化范围大的问题;利用Workbench软件对扭杆进行了模态分析及疲劳寿命预测,验证了扭杆的振动稳定性及使用寿命满足设计要求,结果表明扭杆具有良好的使用性能。
设计了一种碳纤维复合材料弹体,基于Forrestal阻力公式对复合弹体在侵彻混凝土靶过程中壳体所承受的最大轴向应力进行了预估。制备了碳纤维复合材料层合板、空心圆筒和复合弹体试样,对碳纤维复合材料层合板和圆筒试样进行了不同应变率下的压缩试验,对复合弹体以298m/s和432m/s的速度,分别对表面强度为48MPa、厚度为200mm和350mm的素混凝土靶进行了正侵彻试验。结果表明:选用的碳纤维复合材料抗压强度随着应变率的增大而增大;所设计的复合弹体对混凝土靶具有一定的侵彻能力;制备的复合弹体壳体能够满足着速在400m/s范围内对混凝土靶侵彻的强度需求。
利用虚拟仪器软件LabVIEW编制基于MP422板卡的G语言程序,对无限厚混凝土侵彻作半实物仿真。使用板卡DA输出经ANSYS/LS-DYNA仿真计算出的加速度数据给智能侵彻引信,模拟弹丸侵彻无限厚混凝土靶。对智能侵彻引信的测试结果与LS-DYNA仿真加速度和位移的对比,表明智能引信可准确可靠的测量和计算出弹丸侵彻过程中的加速度与位移。
为了实现弹药系统的网络化,阐述了网络化弹药的工作流程,分析了时分多址通信协议下时隙分配法和轮询法的原理、困难和优缺点,结合微控制器和无线通信芯片完成了硬件原理设计和物理实现,通过Matlab语言设计了Windows操作系统下的图形化控制界面。经实验验证,网络化弹药系统符合功能要求,通信协议逻辑简单、可靠,无数据收发时处于低功耗模式,硬件模块化,扩展性好,适用于长期值守的网络化弹药系统。
为提高某制式杀伤爆破榴弹毁伤能力,提出改普通D60钢弹体材料为高破片率钢弹体材料。文中将高破片率钢预制破片弹与某型号制式杀爆弹的毁伤能力进行理论计算对比,结果表明:钢预制破片弹杀伤威力较制式弹提高了70%;静爆试验对比,结果表明:钢预制破片弹对12m以内8mm厚装甲钢板具有较强的毁伤能力,杀伤威力较制式弹提高了73%。理论计算与静爆试验结果基本吻合,高破片率钢预制破片弹较制式杀爆弹毁伤能力显著提高。
在模拟勤务处理跌落过程的锤击试验中,MEMS后坐保险机构已解除对离心滑块的约束,使后坐保险实际解除。为使问题再现,利用弹塑性非线性模型对后坐保险机构在跌落过程中的运动特性进行了仿真。仿真结果表明,在半正弦加速度脉冲作用下,弹簧上端拐角处发生了较大的塑性变形,导致弹簧伸长而使后坐滑块不能恢复至原位。针对此问题,通过对后坐保险机构的结构特点进行分析,提出了相应的解决方法,即后坐滑块须运动到位后才能完全解除对离心滑块的约束。
针对动爆冲击波压力场分布不均、伴随有高速破片、爆点位置不确定等问题,提出了动爆冲击波测试方法。进行战斗部毁伤模拟船舱火箭橇动爆测试试验,研究了传感器测点的布设、综合触发方式等动爆现场测试的关键技术。结果表明动爆冲击波在舱室内传播是不均匀的,高动能和反射超压破坏了冲击波超压场的分布,速度分量的方向冲击波超压值大大增加。
考虑到单翼末敏弹的稳态扫描段对其作战效能的影响至关重要,结合其强非对称的气动力结构参数,利用基于四元数法动力学方程的计算机仿真,逐一列举并探讨了翼长、转角、弹重、翼端物重和弹体相对中心对称轴转动惯量对铅直落速、扫描频率、扫描角及扫描间距的影响。仿真结果表明通过调整上述结构参数可以得到理想的扫描参数,其规律也为设计满足具体实战环境所需的单翼末敏弹提供了较好的理论依据。
为了研究双层药型罩形成串联EFP以及串联EFP侵彻间隔靶的过程。利用算法转换对这两个过程进行了数值模拟,即串联EFP的成型过程用Lagrange算法来模拟,然后将串联EFP的所有单元转换为SPH粒子,所有粒子都将继承原有的速度等信息,最后利用转换后的SPH粒子来模拟串联EFP侵彻三层间隔靶的过程。结果表明:该算法转换能够有效的模拟串联EFP成型以及侵彻间隔靶的过程。研究结果可为数值模拟算法的选择提供新的参考。
从黑索今的颗粒度对梯黑混合炸药的药浆粘度、沉降速度、注药密度等方面的作用进行了分析,论述了颗粒度对注药质量的影响,通过对黑索今颗粒度的级配原理分析和实际注药验证,通过无损检测验证,确定了采用精密注药战斗部中黑索今的最佳颗粒度。
为适应灵巧弹药的发展,提高战斗部综合毁伤效率,利用ANSYS/LS-DYNA软件欧拉算法进行了多功能战斗部成型的数值模拟以及结构参数对多功能战斗部成型影响的数值分析,得出了周边药型罩的最佳数目,以及药型罩口径及曲率半径的最佳匹配关系。结果表明,周围采用16个小药型罩的多功能战斗部对装药的能量利用率较高,有效覆盖面积及密度更大,综合作战效能好;周边药型罩曲率半径与口径的最佳匹配关系为0.7≤r/dk≤0.9;中心药型罩曲率半径与口径的最佳匹配关系为0.85≤R/Dk≤0.9。
为了有效解决高性能灵巧弹药的防护包装和缓冲减震问题,文中采用了不同密度、不同结构的泡沫塑料,在运输、振动、冲击和跌落环境条件下,有针对性地进行了高性能灵巧弹药在非缓冲或缓冲状态下作用在产品上的加速度响应值试验研究。研究结果表明,弹药的体积密度与加速度响应值在相同的环境试验条件下,体积密度大的产品加速度响应值小,体积密度小的产品加速度响应值大。
良好的执行器在弹道修正系统中不仅能够简化控制器的设计,降低功耗,而且能够有效提高弹道修正效率,因此,执行机构的设计也是进行弹道修正控制的一个重要环节。文中以一种尾翼微旋火箭弹为研究对象,在分析弹道修正系统对执行机构输出和响应时间要求的基础上,设计了一种适用引信头锥摆动的电机驱动和齿轮传动的执行机构,并提出一种驱动执行算法。
为研究一种新型气动阀——分流式气动阀的工作性能,文中在对该新型气动阀的工作机理进行分析的基础上,利用二维数值模拟方法研究了该气动阀的流阻和雾化特性,并将计算结果与钝体式气动阀进行对比。研究结果表明:相同条件下,分流式气动阀较钝体式气动阀的流阻特性要好,前者的效率大约是后者的1.84倍,此外,采用分流式气动阀的燃油雾化效果要明显优于钝体式气动阀。故可以得出以下结论:分流式气动阀的工作性能优于钝体式气动阀。
为得出表征固体火箭发动机缺陷危害性影响因素的参数,统计归纳了其存在的各种缺陷,详细分析了脱粘、夹渣、气泡、裂纹等缺陷的形状特征、位置特征和灰度特征,通过灰度特征分析得出了缺陷周围灰度变化规律。分析了不同位置、不同表面积和不同走向的缺陷对固体火箭发动机造成的不同危害性影响,得出表征缺陷危害性影响因素的参数为缺陷的几何中心、缺陷的表面积、缺陷的最大直径长度、最大直径与轴向夹角。
弹(箭)常用的外防热涂料在贮存过程中经常出现裂纹、开裂、脱落等现象。为了研究在不同温度下,外防热涂层的应力应变变化情况,为强度分析提供参考依据,建立了某发动机壳体及涂层的三维有限元模型,研究了随温度变化涂层应力应变的变化特点。计算发现,常温向高温转化时,涂层的各向应力均为负值即压应力,此时应该用最大主应变准则来判断材料是否破坏;常温向低温转化时,各向应变都为负值即压应变,此时应该用Mises应力或者最大拉应力准则来判断结构的安全性。
研究残药率可以减少甚至消除残药,达到固体火箭发动机装药最大程度的利用,有实际应用价值。基于解析式方法,导出开槽管型药柱残药燃烧面积及残药率的计算公式,分析并总结残药的燃烧规律,给出开五、六、七槽管型药柱残药燃烧规律的算例。研究结果表明:端面弧槽半径与槽长的取值越大,残药率越大,且随着取值的增大,残药率的增长幅度越小;槽深与残药率呈近似线性关系,当槽深的取值越小,残药率越小。
文中运用LabVIEW8.5开发了固冲发动机流量调节的地面试验系统,该系统能够完成半实物仿真试验,进行流量调节控制器参数的反复调试,同时还能够完成发动机冷气试验和点火试验。文中阐明了该系统的硬件构架、软件设计、控制模型、实时性、同步性等优化策略,同时完成了流量调节点火试验数据分析。结果表明该系统具备实时控制、运行可靠、控制效果良好等特点,为进一步研究流量调节控制提供了有力的试验技术支持。
为了在设计阶段准确分析固体火箭发动机推力线横移的大小,提出了一种基于蒙特卡洛的仿真计算方法。通过对影响推力线横移的因素进行分析,建立了横移大小和方位的极坐标数学表达式,讨论了各影响因素的分布规律,并采用蒙特卡洛法进行了仿真计算。结果表明,该方法能够方便、迅速完成推力线横移的计算,为优化设计参数、评估设计结果提供依据。
采用CFD数值仿真研究固体火箭冲压发动机补燃室长度对其燃烧和流动的影响。仿真结果表明,补燃室中的损失主要是掺混损失和流动损失,当补燃室长径比较小(l/d<11.0)的时候掺混燃烧损失较大,补燃室出口温度均匀度较低,整个发动机性能不高。随着补燃室长度增大掺混燃烧逐渐均匀整个发动机性能达到最大,随着补燃室长度进一步增加,流动损失增大,发动机性能有所下降。同时增加补燃室长度可以得到均匀的补燃室出口流场,进而使发动机喷管的损失有所降低。
通过正交试验设计与CFD仿真相结合的方法,采用PDF燃烧模型针对二次进气结构不同参数对补燃室燃烧效率的影响进行了仿真研究。结果表明:1)一次进气角对补燃室燃烧效率影响最大,其余3个因子的影响程度相当;2)在考查参数范围内,采用75°一次进气角、60°二次进气角、250mm一、二次进气间距和1:1的一、二次进气面积比时补燃室综合性能最好;3)二次进气结构在增强补燃室掺混燃烧的同时会带来一定的总压损失。
针对长航时无人机翼型气动性能优化的需求,将CFD分析技术、PSO算法与RBF代理模型方法相结合,提出了一种长航时无人机翼型快速优化设计方法。采用正交基函数描述翼型外形,并通过求解N-S方程获得翼型气动性能。使用标准粒子群优化算法对翼型气动性能进行优化,以提高全局收敛性。考虑到CFD气动分析存在计算耗时的缺点,通过径向基函数代理模型对CFD气动分析模型进行近似,以达到提高优化效率的目的。长航时无人机翼型优化算例研究表明,所提出的快速优化方法在保证优化设计质量的前提下,可以有效地降低优化计算成本,提高优化效率,具有较高的工程实用性。
采用层流模型、Gammatheta转捩模型和SST湍流模型对半顶角10°的圆锥前体进行大攻角绕流的数值模拟,以探究其流动特性。给出了30m/s,不同攻角下流场的总压系数、速度矢量和涡量云图。研究发现,采用Gammatheta转换模型可较好的模拟转捩流动;攻角大于10°时出现主涡,每个主涡都有一个总压系数最小值和无量纲的轴向涡量绝对最大值,它们均位于涡核处,量值随风速和攻角而变化。
利用数值模拟对涵道共轴双旋翼的空气动力学特性进行研究。探讨在涵道的影响下,双旋翼距离的变化对上下旋翼拉力和扭矩的影响。通过与共轴双旋翼的对比确定涵道共轴双旋翼产生拉力的机理并分析涵道本体对共轴双旋翼气动特性的影响。数值结果表明:随着旋翼间距的增大,开始时上旋翼拉力大于下旋翼拉力,后来发生逆转。最后计算了上旋翼拉力占总拉力比值的变化关系。
为了配合某型火箭炮低成本弹道修正弹型号的立项决策,文中就该弹发展的背景和意义、可能的修正技术方案及基本原理进行了分析,并采用定性和定量分析相结合的分析方法,对各可能方案的优缺点进行了对比研究,尤其采用层次分析法对各可能方案进行了优选排序,得出卫星地磁方案是型号研制的首选方案,MENS组合方案次之的结论,但是无线电测控方案且具有不依赖卫星的显著特点,与卫星地磁方案相比各有所长,具有很强的互补性。
翼面气动加热是高超声速飞行器面临的核心问题之一。文中基于参考焓法及经验公式,采用片条理论对飞行器翼面进行热流密度估算;考虑了不同飞行参数及翼型参数对翼面迎风面表面温度分布的影响;给出了高超声速飞行器翼面气动加热工程计算流程。采用文中方法,对高超声速飞行器常用的双凸形翼型进行气动加热计算,结果表明攻角、飞行马赫数、前缘后掠角、翼型相对厚度对翼面温度分布影响显著。该方法可用于高超声速飞行器翼面快速设计。
针对导弹从内埋武器舱发射后受到复杂气动干扰对初始弹道和自控终点散布产生影响的问题,研究了计算流体力学(CFD)与六自由度方程联合数值仿真方法,建立了载机和导弹的计算模型,编写了弹道程序,基于动网格技术,准确模拟了导弹的运动过程,获得了在发射初始无控段导弹的受力、位移和姿态角等参数,并为有控弹道自控终点散布仿真提供初始条件。仿真结果表明,气动干扰对内埋导弹发射后初始弹道和自控终点纵向、侧向散布影响明显。该研究可解决导弹气动与运动紧密耦合的问题。
内弹道多普勒信号处理方法目前主要有Hilbert变换及时频分析,针对Hilbert变换处理内弹道运动参数计算过程复杂、运算量大的不足,文中提出基于时频分析的内弹道多普勒信号处理方法,设计内弹道模拟试验装置进行测试,结果表明,时频分析程序实现简洁、速度快、效率高,位移精度与Hilbert处理结果相当,两种方法成功应用于火炮内弹道运动参数测量中。
利用计算流体动力学(CFD)和动网格知识,针对某集束武器的三管并联发射建立三维模型,通过求解N-S方程,对三种不同情况下运动弹丸影响下的膛口流场结构进行数值计算。结果表明:流场发展与弹丸运动是一个相互影响的过程;叠加流场使弹丸产生的侧向合力是使弹丸射击精度下降的主要原因;当管间距相同时,加装制退器时两侧弹丸最大侧向速度仅为无制退器时的三分之二。
为了干扰敌方GPS卫星导航设备,使其无法提供正常的导航信息,文中提出了一种根据探测到的飞行器轨迹,通过在每颗卫星上施加不同的传播时延和多普勒控制量来实现位置和速度同时欺骗的方法,并给出欺骗控制量的计算算法。该干扰技术适用于GPS民码和军码方式下的导航欺骗,且不易被检测和抑制;为导航战下的卫星对抗提供了有效的干扰手段。
针对导轨式机载导弹发射过程的特点,建立了包含发射倾角、滑轨长度、发动机推力偏心和随机风扰动等因素的动力学数学模型,并对其影响规律进行了分析;基于仿真计算,获得了在不同随机干扰因素下导弹的离轨运动规律和离轨参数。仿真结果对机载导弹导轨式发射系统设计提供工程计算的理论依据。
近年来随着武器装备的不断现代化,无人机已广泛的应用到各种军事行动当中。为提高无人机地面操控手的训练逼真度和沉浸感,必须采用新方法、新手段使模拟训练尽可能的贴近实战。无人机高逼真动态飞行组合模型是无人机飞行模拟器的基础与核心,文中介绍了无人机模拟训练系统的设计方案和无人机高逼真动态模型的建立方法,系统采用Simulink/Aerosim工具箱构建了两种典型无人机的动态飞行仿真模型,通过Simulink模块化方式可以大大缩短系统的开发周期,提高系统开发的效率,并为无人机高逼真模拟训练器的研制奠定基础。
针对高速微弱目标检测,传统包络移动补偿算法存在频谱泄漏,不利于在多目标环境下弱信号的检出。文中在分析高速目标回波包络走动及非整数采样误差对频谱泄漏影响的基础上,提出了一种改进的包络移动算法,利用采样误差补偿因子对发射信号进行相位补偿,然后利用频谱泄漏补偿速度周期对搜索速度进行分组,并完成包络移位对齐。仿真分析表明该方法克服了频谱泄漏,适合对多目标进行检测。
测速系统作为新型参试设备,完成高精度外弹道跟踪测量任务,它与GPS测量系统同为高精度测量装备。为了有效提高外弹道目标参数精度,将GPS测元数据和测速系统的测元数据进行有效融合。结果表明,这两种高精度测量系统测元的融合,使得测速系统不仅依托于GPS测量数据获取了目标坐标数据,同时也提高了目标速度精度,达到了预期的目的。
由于观测量获取的不确定性,使得密集杂波环境下的多传感器机动目标跟踪变得复杂,解决这个问题的关键在于跟踪门限和数据联合与融合算法的选取。文中在分析最邻近卡尔曼滤波(NNKF)和概率数据联合滤波(PDAF)两种融合算法的基础上,对其在密集杂波环境下的跟踪误差和算法实时性效果采用当前统计模型进行评估,仿真结果表明PDAF算法跟踪性能明显优于NNKF算法。
在弹药制造过程中,药柱外型尺寸将直接影响弹药的性能。针对人工检测效率低且重复性不好以及传统机器视觉普适性差的特点,提出了基于傅里叶变换轮廓术的检测方法。该方法采用面阵CCD相机采集受药柱表面调制的光栅云纹图像,再对图像进行矫正、相位提取及重建,最后通过尺寸标定得到药柱三维尺寸。实验结果表明,该方法能同时检测多个药柱的尺寸,极大地提高了检测效率,能检测出药柱的微小变形,检测误差在0.2%以内。
在射频信号源控制软件设计过程中,为了清晰的定义软件功能需求,直观地反映系统架构、静/动态结构,采用了统一建模语言(unifiedmodelinglanguage,UML)对其进行描述,并根据UML模型完成了软件实现。事实证明,采用UML的方法可以大大提高软件开发人员对软件需求、架构以及模块定义的理解,便于大型软件的模块划分,缩短软件开发周期。
锁制器是导轨发射装置中约束导弹航向运动和导弹发射时安全释放导弹的关键机构,锁制力和开锁力的大小直接决定着载机挂装导弹的飞行安全。文中通过分析锁制器的工作原理,找出影响开锁力力值测量不稳定的关键因素,通过采用适当的润滑方法降低接触面的摩擦系数或采用摩擦力力臂为零的方法能够有效减小开锁力的力值分布。文中为锁制器的生产、使用和测量提供了指导方法,同时为锁制器的改进和改型提供了论证方法。
从弹载激光探测器的原理、结构等方面,结合其使用环境及特点,采用FMEA方法分析了弹载激光探测器高过载、密封及污染等6种常见的潜在失效模式、后果及其原因或机理,并提出了降额设计、加大筛选、优化结构及工艺、器件加固等预防措施。旨在为分析和提高弹载激光探测器的储存性、可靠性提供设计和工艺控制的思路和参考。
针对制导工具系统误差分离中环境函数矩阵严重病态,最小二乘估计和主成分估计结果不准的问题,提出了采用岭型主成分估计改善估值结果的方法,分析了该方法的估计结果具有更小的均方误差和更高估计精度。计算机仿真结果证明,在29项制导工具系统误差分离中,岭型主成分估计能在一定程度上克服环境函数矩阵病态的影响,岭型主成分估计分别比最小二乘估计和主成分估计的估准项数多8项和2项。
