获取EKV导引律信息是弹头实现中段智能机动突防的前提,为获取EKV导引律参数,提出一种快速辨识EKV导引律的方法。利用弹头红外成像系统得到EKV视线角的变化量,提出模板库辨识的方法对EKV导引律进行辨识;分析拦截器EKV和弹头的测量误差,并对EKV导引律进行辨识仿真。仿真结果表明模板库可以有效辨识EKV导引律参数,此方法可为工程应用和中段智能机动突防前期研究提供重要的理论参考。
NCADE导弹是美国雷锡恩公司研制的空射反导导弹,为了准确地获得NCADE导弹的弹道特性,根据NCADE导弹的特点,建立了导弹数学模型并设计了合理的制导控制算法,对其作战弹道进行了数字仿真研究。仿真结果表明,NCADE导弹能够以直接碰撞的方式命中目标的关键是采用了轨控方式的直接力控制系统,采用该系统是对高速弹道导弹实现动能拦截的必要手段。
针对多无人飞行器(unmannedaerialvehicle,UAV)执行多任务的分布式自主任务分配进行了研究。首先采用分布估计算法对各UAV进行各自的独立任务分配,在此基础上,考虑时序约束及任务效能,基于相邻通信信息进行各UAV间的分布式任务冲突消解,提出多优势个体协调机制,以充分提高系统的整体效能,减少通信消耗,仿真结果表明了任务分配模型的正确性及求解方法的有效性。
为提高低速滚转炮弹的制导精确,根据其弹道导引特性与控制原理,采用基于地磁测量与舵机控制为基础的三环导引控制。三环控制分别为舵面的跟随控制、地磁线圈的相位补偿控制和弹丸飞行运动的质心比例导引控制。通过蒙特卡罗打靶仿真,验证其三环控制的准确性。得出其三环控制可有效地实现三环之间的协调和稳定,并提高了低速滚转炮弹的制导精度。
对以里程计与捷联惯导速度之差为量测的捷联惯导/里程计组合导航系统进行了研究。在车辆运动条件下对捷联惯导误差方程进行了简化,并根据简化方程对速度量测方程进行了分析,结果表明捷联惯导/里程计组合导航系统的量测中并未包含载体机动的相关信息,因此载车的机动不能明显加快天向平台误差角的收敛速度,但是随时间增长可通过罗经效应对其进行估计。最后通过计算机仿真验证了上述结论的正确性。
为了实现对弹丸GPS信号的快速捕获,分别采用星历和射击诸元实时计算卫星和弹丸的相对位置和相对速度,并通过坐标转换统一到WGS-84坐标系下,根据矢量点积的概念求解出卫星和弹丸相对运动产生的多普勒频移,实现极高速载体的快速定位。误差分析表明,即使在最恶劣的情况下,多普勒频移的预估误差也不超过500Hz,在捕获误差范围内。
为满足陀螺输出为角速率、加速度计输出为速度增量的捷联惯导系统在恶劣环境下的精度要求,重新设计了一种速度更新过程中划桨误差的补偿算法,推导了由曲线拟合角速率和比力的划桨误差补偿算法,并在载体作划船运动条件下对算法进行了优化。仿真结果表明,优化后的算法在载体运动剧烈时的补偿效果明显优于普通算法,满足了高动态环境下的精度需求。
对光纤陀螺随机噪声的自回归建模和辨识方法进行了分析和比较,并对自回归模型下卡尔曼滤波降噪算法进行了改进。针对传统方法系统噪声和量测噪声必有一个为有色噪声的问题,提出了新的有色噪声条件下的卡尔曼滤波处理方法:把有色量测噪声作为状态量扩充到系统的状态方程,同时把AR模型的建模误差考虑进来作为系统新的量测噪声。实验结果表明,提出的滤波方法能够有效的抑制陀螺随机漂移,提高姿态解算精度。
针对传统飞行试验在精度分析中的局限性,文中对比分析了目前常用的几种精度分析方法,介绍了蒙特卡罗法在潜空导弹射击精度分析中的应用,给出较完整的精度分析过程,通过潜空导弹飞行仿真数学模型的建立、误差源分析以及数学概率模型的建立,进行了潜空导弹模拟打靶,并运用格拉布斯检验法判断和处理弹着点数据的异常值,最终对仿真试验结果进行了统计分析。
利用状态空间与传递函数关系,推导偏航-滚转通道耦合传递函数表达式。基于倾斜转弯导弹的运动学和动力学特性,建立倾斜转弯导弹的弹体模型,根据弹体耦合特点进行解耦分析。通过MATLAB符号推导功能和引入算例进行数值求解两种方法,对比验证传递函数正确性。以单位阶跃响应为输入进行仿真,仿真结果表明传递函数表达式正确,为以后的控制系统设计提供便利。
为了实现对动能拦截器的姿控、轨控以及系统参数的设计和研究,文中基于Matlab的Simulink仿真平台构建了动能拦截器的六自由度仿真模型并采用滑模变结构导引律对弹道导弹目标进行了拦截仿真。从仿真结果来看,该系统能够实现对动能拦截器轨控、姿控以及系统参数设计的功能。
线束耦合干扰预测仿真对指导导弹电磁兼容性试验和故障排查有重要意义。采用系统级电磁兼容性分析软件EMC-A分析了线束间耦合干扰的影响因素并仿真给出了某弹上系统耦合关联矩阵,结果表明弹上供电线缆、舵控制指令、舵反馈信号之间存在较为严重的线间耦合,三者间的耦合问题是未来电磁兼容性试验以及故障排查的重点,对工程设计具有指导意义。
文中针对制导武器装备对轻型化技术的迫切需求,研究将高强镁合金材料应用于导弹的结构件上。以某导弹控制舱壳体、战斗部壳体为理论分析样机,经过数学仿真计算分析,满足了导弹用镁合金结构件的材料结构一体化设计要求,验证了该材料结构一体化设计,能够实现高强镁合金在导弹上的应用。证明高强镁合金材料在制导武器装备上工程应用的可行性。
炸弹制导化改进过程中采用微机电惯性测量装置可以降低费用,但精度不足,动基座传递对准技术的应用可以减小微机电惯性测量装置的初始误差,提高精度。文中建立了主、子惯导系统的误差模型,设计了Kalman滤波估计器,修正了微机电惯性导航装置的姿态矩阵,使子惯导在制导炸弹发射前获得最佳的初始值,从而提高了微机电惯性测量装置的精度,保证了微机电惯性测量装置使用的可行性,为炸弹制导化改进的低成本、高精度提供了条件。
根据某型红外空空导弹发射装置离轴控制系统的测试需求,针对已有测试设备模拟电路调试复杂、排故困难以及不能模拟导弹位标器实时随动目标的问题。通过对导弹离轴控制回路工作过程及阀控制算法的分析,文中提出了一种基于DSP的设计方法,运用基本的数、模集成电路,结合软件编程,简化了原有测试设备的离轴控制电路,并实现了模拟位标器实时随动目标的功能。其正确性已在产品上得到了充分验证。
针对高超声速飞行器地面试验,综述了高超声速飞行器地面测试的风洞试验和火箭撬试验。通过不同试验技术的比较和回顾,对高超声速飞行器地面试验技术的发展进行了展望。
为了快速评估某弹用O型橡胶密封圈的贮存寿命,以压缩永久变形率作为密封圈的性能变化参数,对其进行了热氧老化试验,依据试验数据建立了老化反应速度常数与温度关系的回归方程,给出了该密封圈在25℃下老化反应速度常数的估计区间,建立了压缩永久变形保留率与时间关系的老化动力学方程,预测其安全贮存寿命为7.4a。该试验结果为确定该密封圈的更换周期提供了参考依据。温度是影响橡胶密封圈性能的主要因素,在贮存过程中应加强对环境温度的控制。
为分析破片数量和分布方式对冲击起爆的影响规律,采用非线性动力分析程序AUTODYN-3D开展了不同破片数量及破片横、纵向间隔对起爆阈值影响的数值模拟。采用“升-降”法获得了接触情况下B炸药起爆阈值。结果表明,多破片同时或非同时撞击盖板炸药,其产生的冲击波的累积叠加作用是明显的;相同间隔情况,随破片数量的增加,冲击起爆速度阈值逐渐减小,6枚破片同时冲击的起爆速度阈值约为单枚破片冲击阈值的65%;多破片同时撞击炸药过程中,随着破片横向和纵向间距的增大,起爆阈值逐渐增大并逐渐趋于单枚破片冲击阈值。研究结果对新型反导战斗部破片杀伤元素的设计具有一定的参考价值。
爆炸近区试验中,强烈的瞬时振动常对测量冲击波压力的传感器造成严重干扰甚至将其损坏。为避免这种现象,设计了一种灵活性较好的隔振结构,通过现场爆炸试验,将采取隔振措施的传感器和非隔振传感器获取测试数据进行比较,并利用某级间段爆炸分离试验进行验证。结果表明:该隔振措施效果显著,能够抑制部分或完全消除振动噪声的干扰。
为了得到最佳罩顶药高,提高聚能装药的破甲威力,设计了7种不同罩顶药高的装药结构,利用有限元软件LS-DYNA对主药柱中的爆轰波传播、射流形成及侵彻靶板过程进行了数值模拟,并与静破甲试验结果进行了比较。随着罩顶药高的增加,侵彻深度呈现出先增加后减小的趋势。因此每种聚能装药结构均存在一个最佳罩顶药高,对于文中数值模拟及试验的装药结构,当药型罩锥角为60°时,最佳罩顶药高为22.5mm。最佳罩顶药高随着锥角的增加而增加,设最佳罩顶药高H₁(opt)=yD。,当锥角a在45°~70°范围内时,y满足拟合得到的多项式:y=1.013–0.0497α+9.63×10¯⁴a²–5.29×10-α³。
影响子母弹子弹散布的因素很多,其中抛撒参数偏差对其影响较大,文中对引起子母弹抛撒参数偏差的干扰因素进行分类,建立子母彈拋撒模型和子弹弹道模型,并对其中的六种常见影响因素进行分析。仿真结果表明,该模型在不同干扰因素影响条件下,均能较准确地反映抛撒参数偏差对子母弹子弹散布的影响规律,具有一定的通用性,且在子母弹散布特性研究方面具有一定的参考价值。
文中提出了用于定向战斗部的直列式多点起爆系统设计方法,该设计方法使用了多点冲击片雷管作为起爆源,解决了定向战斗部由于常规雷管的大量使用而导致武器系统安全性、可靠性的下降,以及在实际使用中爆炸逻辑网络传爆序列的能量匹配问题、传爆线路可靠性等较难控制的问题。试验结果表明,直列式多点定向起爆系统能实现定向起爆的功能,多点起爆同步性较好,满足定向战斗部的战术性能指标。
为了得到爆炸载荷下导弹结构的毁伤特性,基于ANSYS/LS-DYNA软件将导弹目标简化为由壳体、框架和内部配重组成的简单结构,对爆炸载荷单独作用和爆炸载荷与破片联合作用下导弹结构的毁伤变形过程进行了数值模拟,得到了导弹壳体、框架和内部配重的变形特征,为战斗部设计和目标易损性评估提供了参考。
为分析不同起爆方式下,破片初速沿战斗部轴向的分布情况,进一步研究起爆方式对战斗部杀伤威力的影响。通过理论分析与试验验证,对不考虑起爆方式影响、一端起爆、两端起爆的三种情况进行了分析。结果表明,起爆方式使得破片初速沿轴向的分布不同,战斗部两端的破片初速低于中间部位破片的初速,不考虑起爆方式影响的情况下其杀伤面积计算值最大,考虑一端起爆方式影响的次之,考虑两端起爆方式影响的杀伤面积计算值最小。
为了探索平面混合层发展过程中大尺度结构与压力脉动之间的关系,加深对混合过程的认识,文中采用大涡模拟方法对二维带板厚超声速平面混合层进行数值模拟研究。计算结果显示了涡的配对与合并过程,与实验结果相符。通过对记录点的压力变化进行傅里叶转换,观察分析频谱,得出了在周期运动假设条件下,转捩点后任一瞬时拟序涡的频率即为其通过该点的压力波动频谱上的峰值频率。
固体火箭发动机工业CT探伤是目前最先进的发动机无损检测手段之一,其仿真研究是该领域的重要研究内容之一。针对海军自行研制的“固体火箭发动机无损检测自动化系统”的成像特点,分别利用解析法和离散法对固体火箭发动机ICT成像的整个过程进行仿真研究,获得了设计模型的投影数据,利用滤波反投影算法获得了最终的仿真CT图像,CT图像能够反映设计模型的特点。
针对二维边缘算子无法提取固体发动机CT图像轴向边缘的问题,提出基于引力模型的三维边缘提取方法。该方法首先利用线性插值法将序列CT图像构造成各向同性的三维数据场,其次将生成数据场与引力模型边缘算子卷积得到合成三维力数据场,最后对力数据场设置不同阈值进行三维边缘提取。通过三维边缘不同提取结果的比较得出,阈值为最大合力的2.5%~3.5%时可以准确提取固体发动机的三维边缘。
摘要:为了评估飞行中发动机的推力与耗油率，在导弹总体设计时必须考虑发动机安装特性。文中基于对发动机总体性能与部件特性的分析，通过建立进气道附加阻力、喷管/后体阻力及进气道与发动机流量匹配计算模型，选择保持动压50kPa的飞行轨迹，对导弹用发动机的安装阻力系数、发动机安装推力、安装耗油率进行了计算。结果表明:进、排气系统的外部阻力使推力降低，耗油率增加。
文中结合在固体火箭发动机立式推力台架设计中需要给出一定频率范围的工程实际问题,首先将推力台架结构简化成典型多层空间刚架模型,然后探讨了多层空间刚架结构的一般振动计算方法,最后在推力台架结构模型进行合理简化的基础上,依据角变形法从能量角度给出了推力台架关于固有频率的工程解析计算,并进一步确定了结构可调的立式推力台架固有频率的变化范围,为类似多层空间刚架结构的工程振动设计与计算提供了有价值的参考。
摘要:针对某型无阀脉动喷气发动机进行了地面静止试车试验，测量了发动机推力和压力数据，并对试验数据进行分析处理。结合发动机燃烧室压力数据，分析了该型脉动发动机高频工作的机理和过程。针对推力测试数据的特点进行了数值模拟，分析了直接推力测试方法导致推力数据的幅值调制特征，并对目前直接推力测试方法中的不足提出了两种改进措施。
对于现代战争远程打击以及飞行速度的需求,弹箭的长径比逐渐变大,在飞行过程中的柔性变形可能会超过设计所允许的公差。为了得出大长径比弹箭在飞行过程中柔性变形的变化规律,通过数值模拟计算不同振型、不同攻角和不同马赫数下大长径比弹箭的气动特性,得出发生柔性变形时对弹箭的气动特性的影响,然后对比分析不同振型时和刚体模型时弹箭的静稳定储备量,为大长径比弹箭的设计与研究提供相关的理论依据。
在低速风洞中进行导弹大攻角试验时经常遇到大攻角下导弹轴向力为负的现象,这与高速试验时轴向力为正的现象存在本质差别,对其原因也众说纷纭,因此文中针对低速大攻角下导弹轴向力为负的原因开展研究。采用风洞测压试验的方法对大攻角下导弹头部截面压力分布特性进行了分析,得出了低速条件下导弹头部大面积负压所产生的吸力是导致导弹大攻角负轴向力的主要原因,并对低速范围雷诺数对导弹轴向力的影响进行了分析。
在CG-01风洞中进行了某三片弧尾翼鸭式导弹常规静态测力实验,目的是研究此旋转导弹在不同滚转角下的气动特性,通过实验获取了在马赫数0.4~2.0,攻角0°~10°以及滚转角0°~315°条件下的风洞实验结果。实验结果表明:三片弧尾翼鸭式导弹在不同滚转角下的气动特性存在一定差异,小攻角时滚转角对气动系数的影响较小,但当攻角增大后,升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数及滚转力矩系数随滚转角的变化均会出现波动,并随着攻角的增大波动幅值逐渐加剧。
由于修正机构是二维弹道修正的执行部分,研究修正机构的合理气动布局是实现二维修正的基础。针对鸭舵式修正机构特点,建立不同气动布局下的舵机模型,并对其进行气动仿真。通过对修正弹弹道模型的仿真,得出鸭舵不同布局下的修正能力。仿真结果表明,鸭舵越靠近导引头端面,修正能力越大。因此,在满足全弹气动布局、飞行稳定、引信基本尺寸基础上,尽量使修正机构靠近导引头端面布置。
文中针对战术导弹风洞试验模型滚转力矩分量载荷相对于其它分量载荷是一个小量的特点,开展了战术导弹模型小量程滚转力矩天平结构研究、灵敏度精细化设计与有限元分析、灵敏度干扰量计算和强度校核。给出了天平输出灵敏度精细化设计结果,并与有限元分析结果进行了比较。
文中根据风洞虚拟飞行仿真系统的特点以及试验要求,设计了用于风洞虚拟飞行仿真的模型导弹的俯仰、偏航和滚转通道控制系统。导弹俯仰通道采用了迎角指令控制的三回路闭环控制结构,滚转通道采用了滚转姿态角指令控制的两回路闭环控制结构,而偏航通道采用液压驱动机构来开环控制侧滑角。利用极点配置法设计了俯仰和滚转通道的控制增益。最后通过数字仿真对所设计的控制系统进行了仿真验证。从数字仿真结果可以看出,无论是时域还是频域,所设计的俯仰和滚转通道闭环控制系统均能满足风洞虚拟飞行仿真的要求。
为了提高榴弹的射击密集度,设计一种三片花瓣式一维弹道修正机构。以57mm口径旋转稳定弹为研究对象,利用Fluent流体仿真软件,获得了弹丸在不同马赫数、阻力片不同展开高度、不同展开时刻及作用时间的情况下的气动力参数,并通过外弹道程序验证了阻力环的增阻效果。结果表明,当阻力环偏移11mm增阻系数达到5,可提供76~446m的修正距离。研究结果可为一维弹道修正弹技术研究和工程应用提供帮助。
阻力大是栅格翼的主要缺点。文中通过数值计算,对带有不同前后掠角度的栅格翼与普通栅格翼的气动特性进行了分析研究。数据结果表明:带有前后掠角度的栅格翼的减阻特性显著,同时拥有较好的升阻比特性,且亚音速下,前掠式栅格翼要比后掠式栅格翼的气动特性更好。
对于大长径比飞行体,需要获取弹体的固有动态特性,来进一步分析其飞行结构强度和飞行稳定性。文中利用模态识别技术进行弹体的模态试验,得到了弹体的固有特性。并利用其固有特性,求解基于模态坐标下的火箭弹气动弹性运动方程,得到了火箭弹的临界颤振速度,为其结构动态特性的修改及优化设计提供充分的依据。
由于诱饵的存在使反辐射武器天线接收的信号时序不一致,已经无法通过传统多重信号分类(multiplesignalclassification,MUSIC)和旋转不变子空间(rotationalinvariancetechniques,ESPRIT)算法对其脉冲进行前沿、后沿或中间脉冲取样来准确跟踪目标雷达。针对此问题提出两种适用于估计时序不一致信号波达方向(directionofarrival,DOA)的算法。第一种基于ESPRIT算法,适用于信号相互独立的情况,第二种基于MUSIC算法,适用于相干信号的情况。计算机仿真试验表明,与同类算法相比,两种新方法具有更好的估计性能。
针对精确制导武器系统对精度的要求和单一传感器信息的不确定性问题,目前大多采用多源信息融合的方法。在分析制导武器多源异类信息特点的基础上,设计了分层多级融合黑板的多源信息融合仿真系统,详细设计了信息融合功能模型、层次模型以及总体框架,给出了多源信息的流程,并且结合制导过程,利用D-S证据推理算法对目标进行了实时精确的识别,仿真实验结果表明,该融合系统对提高制导武器系统的打击精度具有应用价值。
在导航、定位等研究领域会用到一类具有线性、非线性混合状态的模型。其特点为量测方程仅是某些状态的非线性函数,而状态方程是线性或弱非线性方程组。这类问题可通过状态分解的Rao-Blackwellised思想求解,它是非线性状态用粒子滤波求解、非线性状态粒子给定下边缘出线性状态,用解析的方法Kalman滤波求解。文中对此进行理论研究并给出算法过程。通过对水下重力梯度辅助导航研究,发现满足此类模型条件,故应用此算法进行仿真,把它与APO-PF(人工物理优化粒子滤波)算法在相同初始误差条件进行比较研究。结果表明,该算法对于水下重力梯度组合导航更加高效。
在弹道修正弹的修正控制过程中,需要实时准确的测量弹丸的滚转角信息。利用地磁与卫星组合的测量原理,建立了弹丸滚转角组合测量的数学解算模型,并完整的推导了该系统的奇异点位置及误差解析式。利用数值仿真的方法,验证了组合测量的奇异点位置,并找出该系统误差的主要因素为俯仰角和偏航角误差。在去除奇异点区域,及弹道攻角和侧滑角小于1°时,地磁与卫星组合测量的弹丸滚转角误差小于5°。
针对军用车辆卫星定位信号易受遮挡的问题,基于差速里程仪推导了三维条件下的无陀螺航位推算算法,建立了系统状态方程和观测方程,并利用残差预报方法改进Sage-Husa自适应滤波,提高系统定位精度,仿真结果表明,系统精度满足短时定位要求,能够作为复杂地形条件下军用车载卫星定位系统的有效补充,且取消了惯导元件,提高了系统可靠性。
为提高椭圆轨道落点预测精度,提出了基于光测数据的落点预测方法。首先介绍了椭圆轨道运动的约束条件,然后建立了基于轨道约束自校准技术的落点预测算法模型,最后给出了典型情况下的落点预测仿真结果。仿真结果表明:采用光测数据进行椭圆轨道的落点预测是可行的,通过轨道约束自校准技术可以对光测设备系统误差进行高精度校准,提高了椭圆轨道落点预测精度。
针对利用多次时差测量的运动多站无源定位精度问题,依据最小均方误差无偏估计理论,推导出基于克拉美-罗界的多次时差理论定位精度,并分析了布站构型、时差测量和测量速率等因素对时差理论定位精度的影响。结果表明,通过合理布站、加快测量速率等手段可明显提高运动多站无源定位精度。理论分析与结论对确定运动多站定位系统技术指标和衡量定位系统性能具有实用价值。
针对在相关杂波背景下,如何通过发射波形的优化以提高雷达对运动扩展目标的跟踪精度问题,文中建立了跟踪模型,然后通过卡尔曼滤波实现了对目标的跟踪和预测,进而基于最小化滤波误差建立了波形优化模型,最后对问题模型进行了分析求解。结果表明:白噪声背景中,伪随机信号相对于其它波形在跟踪性能上具有明显的优势。计算机仿真结果验证了理论的正确性。
针对传统的高度模拟信号无法叠加各类干扰信息的问题,提出了一种基于数字射频存储技术的无线电高度表干扰信号产生方法。该方法利用DRFM能有效存储并完整复制射频信号的频率和相位等细微特征的技术特点,产生对多种体制无线电高度表的各类干扰信号。仿真结果和试验测试表明,该方法产生的干扰信号满足无线电高度表抗干扰性能测试需求。
弹载接收机需同时应对高动态和低信噪比的压力,文中结合北斗二代导航系统特殊的电文体制,提出基于扩展卡尔曼滤波的载波跟踪算法,使弹载北斗二代接收机同时满足高动态和高灵敏度双重要求。仿真表明,该跟踪方案在加速度25g,加加速度100g/s的高动态环境下,相较于传统的FLL辅助PLL方案,相位跟踪误差缩小到约50%,频率跟踪误差缩小到约75%。另外,在信噪比低至36dB-Hz的弱信号环境,该方案仍能保持稳定跟踪。
为了克服单基地雷达所面临的问题,有效提高反隐身、反侦察、抗干扰和抗摧毁能力,文中提出一种复合双基地雷达系统。文中介绍了该复合双基地雷达系统的工作模式及技术方案,重点分析T/R-R工作模式下该系统探测威力和测量精度,并进行仿真实验,仿真结果为复杂电磁环境下构成多输入多输出侦察预警探测系统提供了理论依据。
火箭弹道实时重建目前主要使用以位置速度为观测量的滤波算法,对外测测量数据来说,就需要首先将测距与测角齐备的数据转换为位置信息,从而不能将外测数据中的测距、测角、测速等各类信息同时进行有效利用。针对此情况,文中以泰勒展开式为变换基础,给出了一种将观测模型建立在测站地平坐标系下的自适应扩展卡尔曼滤波外弹道重建算法。并使用火箭某次飞行的实测数据对算法进行了验证,结果表明,文中滤波算法较有效地滤除了测量数据的噪声信息。
针对GPS信号的DOA难以获得的问题,利用本地信号和接收信号构造了两种形式的互相关矩阵及其综合形式,根据本地信号导向矢量与互相关矩阵的特征结构之间的关系,通过迭代运算得到了GPS信号的DOA。实验结果表明,该方法的运算过程简单而且GPS信号的DOA估计值精度较高。
机弹分离模拟的刚性模型不能反映机翼弹性变形的影响。在分别建立并验证的CFD/CSD气弹模拟方法和机弹分离模拟方法的基础上,通过流场网格更新环节同时反映机翼结构的变形运动和弹体的六自由度运动对流场的相互影响。CFD与CSD的求解方法可计及真实飞行器流场的非线性和结构的非线性。基于各主控方程的时间域积分,交错时间推进获得整个耦合系统的响应,建立了一套CFD/CSD与机弹分离耦合求解的时域仿真系统。
介绍一种基于统计学原理,利用靶试、靶训和作战使用等使用数据研究预测和评定制导弹药可靠贮存寿命的方法。采用几种可能分布模型,利用极小x²法拟合,根据拟合优度和工程实际综合确定失效分布,用广义二项近似法计算贮存寿命置信下限。实例研究表明,该套方法实用可行,结论可信。
建立了一种新型电磁轨道炮用集束穿甲弹物理模型,这种集束结构在轨道内由电枢推动,产生动能。在脱离炮口时速度达到2000m/s以上的发射条件时,该结构受力条件极为严苛。为了提高整体的发射强度,通过采用变齿隙技术改进弹托与弹芯的齿间啮合方式,并使用Ls-Dyna软件对齿间强度进行数值模拟。模拟结果表明:与传统啮合方式相比,使用变齿隙技术设计的间隙方案,可以有效的降低弹托和弹芯危险齿面的最大等效应力,提高整体发射强度。
