为了提高复杂电磁环境下的GNSS抗干扰能力,针对低成本制导武器的特点,提出了一种基于INS辅助二阶锁频环跟踪技术的INS/GNSS紧组合算法。该算法采用紧组合结果估计载体的多普勒频率及二阶锁频环估计的残余多普勒频率,控制载波和码发生器,以降低动态应力对跟踪环路的影响。建立了紧组合滤波模型,给出了实现方法。仿真结果表明,在高动态干扰环境下该算法可跟踪载噪比为18dB-Hz的GPSL1C/A卫星信号,比传统高动态接收机的抗干扰能力提高了约9dB。
为了提高目标跟踪的准确性和可靠性,采用纯角度跟踪模型和非线性预测滤波算法相结合的方法来确定跟踪目标的实时位置。通过仿真发现,在恰当的选取加权矩阵的前提下,可对模型误差进行实时估计,很好的预测出目标的实时位置,由此表明纯角度跟踪非线性预测滤波算法在目标跟踪应用中不但操作简单,且有很好的精确性和有效性。
同帧画幅目标相对位置测量是一类重要的靶场测试。文中提出了一种同帧画幅目标相对位置的单目摄像测量方法,首先采用单目跟踪测量一个目标的位置、速度等信息,然后分别基于两条假设:同帧画幅新目标在原目标速度方向上、新目标与原目标到像机的距离相同,推导了目标相对位置测量方法。仿真实验结果表明文中提出的方法能够高精度的测量同帧画幅目标相对位置。
首先针对弹道导弹再入大气层后的弹道轨迹进行仿真建模。为解决当前目标跟踪算法中机动模型与再入类目标实际运动不匹配的问题,采用了基于弹道模型的目标跟踪算法。获得滤波结果中来袭导弹目标的每一时刻位置及速度信息后,利用比例导引制导方法,可以实现对来袭目标和拦截弹理想弹道轨迹的三维数据仿真。仿真结果表明,算法可以对导弹目标进行稳定的跟踪,对拦截弹进行精确的制导。
为了实现复合轴捕获、跟踪与瞄准(acquisition,trackingandpointing,ATP)系统对高机动目标的跟踪,文中提出了一种目标跟踪算法思路:利用子系统精度远高于主系统精度的特点,在主系统观测数据基础上再构建了一组精度更高的观测数据。采用不同的交互式多模型集对两组观测数据进行独立滤波,并对得到的两组估计量做自适应调节数据融合处理。通过MATLAB仿真验证了算法的有效性。此算法实现了以相对少的模型种类覆盖更复杂的运动模式,且运算量适中。
在无人机机载导弹发射过程的仿真中,导弹喷流的冲击干扰不能忽略。文中采用CFD技术求解导弹发射过程的运动喷流流场,给出察打无人机在导弹发射过程中所承受的实时非稳态干扰气动力数据,建立了包含控制系统的察打无人机导弹发射六自由度非线性仿真系统。对某察打无人机,就机载导弹发射的喷流冲击对无人机平台飞行状态的扰动进行了仿真分析,结果表明该方法正确的反映了喷流的冲击作用,仿真结果更能反映真实情况。
针对应用“十”字布局鸭舵的双通道控制旋转导弹,将舵机偏转角旋转变换到准弹体坐标系下,考虑准弹体坐标系下舵机的延迟特性,用滞后角表征此延迟特性,为在准弹体坐标系下进行弹体控制提供便利。通过实验获取滞后角和舵机本身的相角滞后,理论计算和分析实验数据得到,准弹体坐标系下舵机偏转角频率较低时,滞后角近似舵机在弹体旋转频率处的相角滞后;舵机偏转角频率逐渐增加,舵机非线性严重,滞后角需实验测量。
针对带推力矢量飞机大迎角机动飞行控制问题,文中主要研究推力矢量与气动舵面融合控制策略问题。结合串级链式推力矢量控制分配和Anti-Windup抗饱和控制结构,提出了一种基于Anti-Windui回馈推力矢量飞行控制系统设计结构,该控制策略合理分配操纵面的偏转指令,实现推力矢量和气动舵面的协调偏转。仿真结果表明,采用Anti-Windup抗饱和控制结构的推力矢量/气动舵面控制融合结构,对完成飞机在纵向平面内的过失速机动动作,有更好的控制效果。
针对传统算法更新Hankel矩阵计算量大的问题,提出一种有记忆自适应子空间预测控制器设计方法。该方法综合考虑各采样时刻遗忘因子对算法的影响,针对变遗忘因子作用于Hankel矩阵不同影响权重的特点,构造了过去与将来Hankel矩阵的无偏更新形式,并利用实际输出和预测输出的误差均值实现了变遗忘因子的自适应更新。通过理论计算与数值仿真都表明了文中算法不仅计算量小而且跟踪性能良好。
针对目前种类越来越多的武器系统科研背景,开发出一种通用型的导弹弹载记录仪以满足不同项目背景的测试要求变得十分必要,文中提出了一种基于结构的通用导弹弹载记录仪设计方案,以实现对各种不同电器接口信号的测试。详细介绍了这种方案的硬件结构设计和软件设计。此种设计方案合理可行,满足了通用导弹弹载记录仪实时性、大容量、多接口的设计要求。
在拦截弹红外导引头成像图像跟踪阶段,当拦截弹距离目标很近时,动态特性对制导精度有着至关重要的影响,针对这种情况,文中充分考虑了弹道拦截弹助推段拦截对拦截弹末段控制制导的要求,结合复合控制系统简化模型,提出了一种使得视线角速率在有限时间内收敛的反演变结构制导规律,此制导方法实现了拦截弹的零脫靶量,最后仿真结果验证了所设计制导方法的有效性。
仿真数据分析是导弹仿真系统中仿真结果分析的重要组成部分,针对目前数据分析中存在的无法处理不确定性因素的缺陷,通过分析仿真数据分析系统的功能及特点,论证了使用贝叶斯网络对导弹仿真数据分析系统进行设计的可行性和优势,设计了基于贝叶斯网络的可视化仿真数据分析工具,实现了导弹作战仿真数据分析功能。经验证解决了仿真数据分析系统的开发效率和可靠性之间的矛盾,提高了仿真系统的可信度。
由于高射速火炮弹丸连发时会在炮口产生持续的火光,使得红外传感器容易造成误判和漏判,其他现有的弹丸出膛时刻获取方法也均已失效。针对此问题,文中通过对回波信号进行短时傅里叶分析,根据信号的短时谱图,提出了最小统计噪声估计降噪算法,可以有效降低炮口连续的火焰噪声,并通过对实测信号处理验证了算法的正确性和可行性,为高射速连发弹丸出膛时刻参数的提取和初速的测量工程实现奠定基础。
针对空气炮弹丸速度测试的需要设计了一种对射式激光测速系统。利用半导体激光器和光电二极管组成光学系统对弹丸过靶信息进行识别,设计光电转换电路和滞回比较器对过靶信号放大整形,选用STC89C52单片机代替采集卡和计算机对信号进行处理。通过对直径30mm、长度150mm弹丸的速度进行测试,结果表明:该系统具有成本低、操作简便、响应速度快、误差小等优点,有很好的实用价值。
获得弹药在侵彻过程中的实时速度对判断弹药所处的位置和炸点控制有重要的意义。文中提出了一种以双压电传感器和定时器为主要器件的弹丸测速装置原理。根据弹药在穿越不同介质时受到的压力变化量不同,结合相关原理,确定弹药在侵彻不同介质时的速度,改善了之前的测速原理。仿真验证表明,系统能够稳定测得侵彻速度。
使用计层的方法控制侵彻弹药炸点时,会因为层质地不同或层的结构复杂而导致侵彻弹药不能够在正确的位置起爆。针对软层(或薄层)、干扰层可能对精确计层产生的影响,提出了比较器和定时器相结合的硬件系统,此系统可有效防止计层错误,从而精确控制炸点。通过仿真验证,系统能够精确作用。
为了实现射孔弹聚能射孔可视化建模应用分析,文中提出一种基于VB的ANSYS二次开发的方法。该方法通过系统的接口集成与相关信息互操作,实现建模与分析过程的人机交互参数化设计。并借助实例验证所开发的系统可以实现建模计算分析和过程可视化,与试验值比较结果符合要求。
为了研究弹体斜侵彻半无限厚混凝土过程中不同因素对弹道偏转的影响规律,采用半经验公式法,确定了靶体响应力函数,然后利用ABAQUS,将靶体响应力函数加载到弹体表面作为有限元计算的边界条件,计算得到了弹体侵彻混凝土时弹体质心运动轨迹。分析发现,倾角越大,倾角对侵彻深度和偏转角的影响越明显;入射速度对弹道偏转的影响随着入射速度的增大呈现减小的趋势;质心位置越靠近弹体尾部,弹道偏转越大,越不利于侵彻。
为了准确描述预控破片战斗部爆炸过程,设计并建立了虚拟战斗部爆炸仿真系统。该系统通过各功能模块集成,实现了战斗部爆炸威力场的动态生成,在UG几何建模和LS-DYNA数值仿真结果的基础上,通过材料参数修改和算法改进,实现预控破片场可视化仿真,利用C++进行接口处理程序开发,得到预控破片飞散特性数据文件。以某型预控破片战斗部为例进行了实例分析,仿真结果与理论基本一致,验证了模型建立的有效性和仿真系统的可靠性,为预控破片战斗部设计和效能评估提供参考。
为了快速精确的预测弹丸落点,文中提出了一种基于改进型BP神经网络的弹丸落点的预测方法。根据落点预测的特殊性,在网络结构上确定了具有并列隐含层的双隐层结构形式,并对训练算法进行了自适应加动量项的改进,然后选取并优化了训练样本。之后进行了仿真训练和落点预测,得到了较高精度的预测结果。说明文中方法进行落点预测是合理有效的,可以作为弹丸落点预测的一种新方案。
针对爆炸成型弹丸速度测量的需求,提出了一种基于多层折返式激光平行光幕测试弹丸速度新方法,设计了一种爆炸成型弹丸(EFP)速度测试系统,并对其工作原理和结构进行了详细介绍。利用AUTODYN有限元分析软件对EFP成型过程进行了仿真,并对爆炸成型破片进行计时,经运算将时间和速度通过液晶屏显示,得到了在靶距一定情况下的实验数据。经和原激光光幕靶比较,多层折返激光光幕靶具有光幕均匀、扩展容易的特点。优化了EFP速度测试的功能。
针对当前爆炸毁伤威力测试实验中存在系统存储数据回收难、测试环境恶劣、现场布线难等问题,综合运用远距离无线通信技术、高速数据采集技术、大容量数据存储技术,设计了一种基于FPGA的多参数高速遥测系统。该系统通过ZIGBEE模块和光纤模块对各节点的工作参数进行设置,以FPGA为核心采用流水技术和并行处理技术实现多片FLASH高速数据存储。该系统经靶场实测,达到了系统工作稳定、抗冲击、抗干扰、远距离无线遥控等系统要求。
运用数值仿真方法研究轴向前置预制破片战斗部装药结构、破片规格对破片初速的影响。研究结果表明,球缺形装药结构能显著提高破片初速,且当球缺的曲率半径与装药直径比为1.0时获得破片的初速最大。质量相同时,钨柱能够获得比钨球更大的初速;在此基础上研究了轴对称和均匀错位两种排列方式对钨柱初速的影响,得到了均匀错位的排列方式能够显著提高初速的结论。
通过调节喷管喉部面积,可使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下,产生更大的推力比,提升固体火箭发动机的综合性能。文中介绍了一种单室双推力固体火箭发动机喷管喉道面积调节机构,可利用火箭发动机自身燃气压强形成压强差驱动调节机构,完成喷管喉部面积的调节。文中详细论述了机构的工作原理,通过工作过程仿真和模拟试验验证了其工作机理的可行性,喷管有结构简单、易于实现的优点。
为了研究疲劳损伤对NEPE推进剂力学性能的影响,文中测定了NEPE推进剂不同疲劳循环周期后的弹性模量。实验采用频率为5Hz的正弦波,循环至一定周期后卸载,再将试样进行单轴拉伸试验,并测量其初始弹性模量。基于初始弹性模量定义了损伤因子D,进而建立了疲劳损伤方程,且由实验数据拟合了方程参数。结果表明:疲劳损伤会影响NEPE推进剂弹性模量,损伤因子随循环周期增大而增大,在循环开始阶段损伤速率较快,随循环次数增加逐渐变小。关键词:NEPE推进剂;DMA;疲劳损伤;弹性模量;疲劳软化;脱湿
文中通过对现有火箭弹增程技术方案的分析,指出其存在的局限性和不足,提出可控式折叠翼技术的火箭弹增程方案,对实施新方案后的相关性能参数作了定性分析,同时给出相应的弹道规划设计,针对可控式折叠弹翼的相关结构设计工作,提出具体的设计思路和注意事项,并介绍了可控式折叠弹翼用地面试验设备的设计方案,为火箭弹性能的进一步完善提供了新的途径。
针对火箭飞行过程中姿态数据的三维可视化绘制方法问题,首先介绍了姿态绘制常用的参考坐标系,然后给出了姿态数据的获取与处理方法,以及基于OpenGL图形库的姿态可视化绘制的三种建模方法及其算法原理(包括多次旋转法、地固系转角法、赤径赤纬法等)。最后给出了采用文中方法实现的原型软件的绘制效果图,证明文中算法是可行的。
为了研究隔离装置对脉冲固体火箭发动机的影响,文中建立了数值计算模型,针对三种隔离装置方案,进行了二、三脉冲工作状态下的三维内流场数值仿真,给出了流场物理参数分布并与试验结果验证。计算分析了隔离装置的开孔结构型式对燃烧室和隔离装置绝热层烧蚀的影响,提出了应采取的措施,计算结果可为脉冲固体火箭发动机隔离装置优化设计提供参考。
解算脉冲发动机最佳作用角度是脉冲弹道修正技术的一个重要课题。文中基于传统的脉冲发动机控制策略,从理论上分析了脉冲发动机作用角度与剩余落点偏差,针对横纵脉冲修正能力不同造成剩余落点偏差较大的情况,提出了一种以剩余落点偏差为目标函数的解算脉冲发动机作用角度算法,并通过六自由度弹道仿真验证了该算法的可行性。
用SVM机器学习算法来解决弹道识别问题极大提高了识别精度,然而在处理过程中采用批处理优化方法很难缩短识别时间。考虑到实际中雷达捕获弹道数据是以在线的方式存在的,文中提出一种基于在线学习的弹道识别方法。仿真实验结果表明,在线算法在保证识别精度相当的情形下,大大的缩短了弹道识别时间。从而认为基于在线学习的识别方法是一种值得引进的弹道识别方法。
为了提高滑翔增程制导炮弹方案弹道的优化效率,提出了一种基于高斯伪谱法的方案弹道优化方法。以滑翔时间最短为性能指标,滑翔舵偏角为设计变量,建立了纵向平面内弹道优化模型,采用高斯伪谱法对状态量和控制量进行了离散,将最优控制问题转换为非线性规划问题,并利用序列二次规划法对其进行了求解,仿真结果表明该方法收敛域大,对初值不敏感,优化精度高,可为远程制导炮弹的方案弹道优化设计提供一定的参考。
弹道系数Cb是影响弹道外推的重要参数。当前,在弹道外推计算时Cb的值主要依靠经验进行人工估计,其精度较差,从而影响外推精度。为提高弹道外推的精度,文中提出了一种利用拟合弹道系数C进行外推的方法,该方法根据弹道测量数据求C,而且能将各种射击条件的探测误差折合进弹道系数,保证了射击条件探测误差较大情况下的外推精度,具有很强的实用性。仿真结果表明,外推误差在0~0.3%D范围的概率达99.5%以上。
为了检验和考核新的六自由度体轴系校准系统的测试精度,研制了一台高精度的六分量应变天平。文中主要介绍了天平的结构型式、设计应变、静动态校准等。该天平在国内4个单位不同轴系的校准设备上进行了校准,校准精准度结果优于GJB2244-94规定的指标要求,同时进行了动态性能考核试验。试验结果表明,该天平性能优良,能够满足天平校准系统精度测试要求。
利用计算流体力学(CFD)方法对偏转弹头控制导弹和鸭舵控制导弹在不同马赫数、攻角和控制面偏角等状态下的流场进行数值模拟,并对两者的阻力特性、升力特性和俯仰力矩特性等气动特性进行了比较分析。得出偏转弹头控制具有气动性能好、控制效率高、机动性强等特点,其控制效率随着马赫数的增加而增加,是导弹高速飞行过程中快速响应控制的理想方式。
为研究某种大口径可折叠尾翼式修正枪弹的飞行气动特性,建立了该枪弹的计算模型。对该计算模型在不同攻角、不同飞行马赫数下的气动力进行了仿真计算,分析比较了工程计算软件MissileDatcom和数值计算软件FLUENT二者计算结果的差异。结果表明该计算模型具有良好的气动特性,导弹计算程序MissileDatcom适用于枪弹模型的仿真计算。根据两种程序的不同特点,可以在不同的设计阶段加以运用。
为研究悬浮子弹从母弹中拋撒出以后至悬浮稳定之间的降落与悬浮过程弹道特性,在对旋翼下降过程动力学分析基础上,建立了悬浮子弹刚体弹道模型,并利用四元数替代欧拉角的方法进行解算。根据在一定的驱动能量下,使悬浮子弹更快的减速减旋、更长时间的处于悬浮阶段的原则,通过改变相关参数得到了悬浮子弹工作过程中的最佳驱动方式和驱动力矩大小。该研究为后续悬浮弹的悬浮机构设计以及控制策略的研究打下一定的基础。
大规模弹道仿真时运用传统的诸元解算方法计算量大且耗时久,难以满足作战快速响应的需求。文中通过构建弹道曲线的主要影响因素与时间的方程,研究方程系数与发射参数之间的关系,提出了基于BP神经网络算法快速拟合方程系数的方法,从而快速拟合出弹道曲线。经试验仿真,该方法在进行多条弹道解算时比传统诸元计算方法快速高效,可适应于大规模弹道仿真。
为了系统研究迫击炮弹的攻角系数,给迫击炮弹引信弹道炸分析提供参数,应用FLUENT软件数值模拟不同攻角、不同马赫数下迫击炮弹的空气动力特性,并通过Matlab软件拟合数值仿真结果,给出了多种型号迫击炮尾翼稳定弹的攻角系数及其变化规律与取值范围。亚音速下攻角系数是马赫数的函数,随马赫数变化在小范围内变化;不同口径、不同外形的迫击炮弹其攻角系数不同;60~100mm口径迫击炮尾翼稳定弹攻角系数取值范围为18.2~29.1。
为了得到头部偏转对落点偏离瞄准点距离的影响规律,进行了头部偏转火箭弹的气动和弹道规律研究。首先以某单兵火箭弹为对象进行了射击试验。采用数值仿真方法对头部偏转火箭弹气动特性进行了相关数值仿真,计算结果与试验数据吻合较好。以此为基础进行了进一步数值仿真计算。结果表明头部偏转方向对偏离方向具有决定性作用,在射击距离200m时射程修正量为0.43m;头部偏转角度和射程相同时,飞行速度超过某个值后,偏离距离基本不再改变。
针对已有评估技术存在的不足,提出了一种基于区间数的防空保卫目标价值评估技术。分析了影响防空保卫目标价值的评价指标,建立了权重为区间数的保卫目标综合评价模型,给出了保卫目标价值的排序方法。最后通过实例分析验证,该技术评估结果准确,能有效减小误差,对指挥员科学决策具有一定的参考价值。
标准的粒子滤波能够较好的解决闪烁噪声下机动目标跟踪问题,但在采样过程中有时会出现严重的退化现象。针对这种现象,文中提出了一种改进的粒子滤波算法,在采样过程中退化检测,若粒子退化严重,则重新采样,直到退化在允许范围之内。仿真结果表明,在高斯环境下,标准的粒子滤波和改进的粒子滤波性能相近,都优于不敏卡尔曼滤波,但在闪烁噪声环境下,其性能明显高于不敏卡尔曼滤波和标准的粒子滤波,但耗费时间长。
针对多种异类传感器联合跟踪的数据不同步问题,提出了一种适应于工程应用的异类传感器的异步航迹融合算法。首先利用最小二乘估计对红外测角信息进行数据压缩预处理,将预处理之后的红外测角信息与激光测距信息作为光电测量值代入扩展卡尔曼滤波,再利用分布式异步融合算法将光电与雷达进行航迹融合。仿真结果表明,该算法具有很好的跟踪精度、收敛速度和实时性。
为提高弹丸发射速度,需要利用多个驱动线圈对弹丸的连续加速。对三级磁阻型线圈发射器进行了理论分析,利用Ansoft有限元分析软件仿真研究了其工作过程,重点分析了触发位置对三级磁阻型线圈发射器发射性能的影响。仿真分析表明,触发位置对三级磁阻型线圈发射器的发射性能影响较大,每一级驱动线圈都存在最佳触发位置,使弹丸出口速度及能量转换效率达到最大。研究成果将为后续多级磁阻型线圈发射器的设计与试验提供参考。
针对卫星干扰源定位问题,提出了利用地理信息系统及使用WSG-84坐标系的精确定位模型;在此基础上,提出了利用地球圆球面进行解析粗定位与利用WSG-84椭球面切平面进行迭代精定位相结合的综合定位算法,推导了定位算法的理论误差表达式。由仿真结果可知,该系统利用地理信息系统辅助时,相比于时差误差和频差误差带来的系统误差,高程误差带来的系统误差可以忽略。
针对单一的红外或被动毫米波图像在探测军事目标中存在的不足,提出一种基于拉普拉斯金字塔变换的融合方法。首先,对原始图像分别进行拉普拉斯金字塔分解;其次,取红外图像分解得到的顶层图像作为融合结果的顶层图像,其余层图像采用由红外和被动毫米波图像对应层像素绝对值取大的规则融合;最后,经拉普拉斯金字塔逆变换得到融合图像。实验仿真结果表明,该方法能有效的融合红外与被动毫米波图像中的重要信息,其融合结果较好的将军事目标和背景区分开,有助于改善复合探测器的目标识别能力并保持全天候工作。
为实现基于单台光电经纬仪的脱靶量测量,利用多频连续波雷达测量数据,提出了一种光电经纬仪和雷达联合脱靶量测量方法。首先,建立了基于经纬仪与雷达联合的脱靶量计算模型。然后,分析了受测量误差影响的脱靶量测量精度。最后,给出了典型情况下的脫靶量仿真结果。仿真表明:设备系统误差可以基本相互抵消,测量精度与光电雷一体化测量系统相当。
为了实时、较高精度的获得无人机的飞行地速,提出了基于下视序列图像的无人机测速方法。利用无人机上的速率陀螺补偿获取图像时载机的角运动,实现了惯性稳定辅助特征点匹配算法,可以快速稳定的得到地面同名点在相邻两帧图像中的像差。利用无线电高度数据可以得到无人机的地速。在虚拟视景平台上进行了仿真实验,并与其他匹配算法进行比较,结果表明该方法计算量少、精度较高。
针对某导弹平台调平过程难以建立解析模型的问题,根据平台调平过程历史数据,采用支持向量回归机分别对平台的俯仰角θ₁、偏航角θ₂、滚动角θ₃、加速度计当量w₁、w₂、w₃、调平输出当量C₁₄七个参数的时间序列进行模型辨识。利用参数的前5组数据作为输入,后1组数据作为输出,利用最小二乘法对支持向量回归机进行训练。仿真结果证实,支持向量回归机模型辨识预测误差2.56%,满足导弹平台调平过程建模要求。
为了排除云雾对扫描式激光引信的干扰,满足激光引信在高速弹目交会情况下的云雾目标辨别精度及实时性,提出了一种角点特征与矩形度相结合的目标识别方法。该方法利用MATLAB计算目标图像的角点数量及矩形度并以此进行目标辨别,提高了对飞机目标辨别的实时性。利用三维飞机模型模拟飞机各种飞行姿态,用得到的多种姿态的局部图像对识别方法进行验证,仿真结果表明,利用该方法能快速有效的将目标与云雾区分开来。
如何实现对瞄准误差进行科学预估,提高导弹武器系统瞄准精度,是靶场测发系统当前科研工作的一项重要内容。文中以某新型导弹武器系统飞行鉴定试验任务为背景,采用云重心判读法对瞄准误差因子影响导弹命中精度进行分析,建立了导弹瞄准误差影响度体系模型,并进行了综合评估。通过该方法,实现了在靶弹飞试前进行更为科学的误差预估,从而减小瞄准误差,为提高导弹命中精度提供科学依据。
为解决无人机快速可靠的路径规划问题,提出了一种在威胁分布已知条件下的无人机飞行路径规划新方法。在Matlab软件平台下,运用Voronoi图法根据已知威胁分布获取无人机的初始安全飞行路径,然后采用Dijkstra算法进行路径搜索获取最短路径,再利用提出的分割法对最短路径进一步优化并减少其拐点,最后利用spcrv函数对路径进行平滑以获取最优路径,并通过一系列的仿真证明了该算法可行并具有很好的时间性能。
文中以某导弹发射装置液压系统中的伺服阀内漏故障为例,介绍容积效应对液压系统的影响。通过对某型伺服阀出现内漏超差分析,确定是由于伺服阀控制腔连接管路过长及液压管路容积效应的影响,使得控制腔连接管路中的油液体积变大,从而导致伺服阀内漏超差。经实际分析,提出减小伺服阀控制腔管路体积,通过仿真及试验,伺服阀内漏满足指标要求。从而说明了容积效应对导弹发射装置液压系统性能有一定的影响。
网络化弹药系统是一种基于先进的无线传感器网络技术与现代智能弹药概念提出的一种弹药系统。为了实现网络化弹药系统中目标跟踪的任务,文中研究了将交互式多模型(interactingmultiplemodel,IMM)滤波算法应用于网络化弹药系统实现对目标的轨迹跟踪,分别建立匀速拐弯运动以及匀速运动模型,目标在不同时刻遵循不同运动模型,利用IMM算法对探测到的目标进行跟踪建模,通过仿真分析,IMM算法跟踪效果良好,精度远高于最小二乘法。
反导战场上的态势评估对反导作战指挥有着重要的意义,为了进一步研究和优化反导态势评估流程,文中首先分析了反导作战过程,分三个阶段构建了态势推理模型;其次分别构建了基于Petri网的弹道导弹模型和单时刻态势评估模型,进一步构建了全局态势评估流程模型;最后,利用VisObjNet软件和Matlab软件,分别从数据流层面和推理层面对全局模型进行了仿真分析,验证了模型的有效性。该模型能够为反导指挥作战提供较好的决策支持。
