利用组合导航设备定位时,选择适当数量的卫星用于定位对于减少接收机通道使用数量、缩短定位时间具有重要意义。基于次优卫星选择算法设计一种新的组合导航卫星选择算法,该算法利用可视卫星与接收机之间的单位向量和测距误差计算每颗卫星的价值;采用迭代的方式从可视卫星中选择价值最大的加入辅助卫星集合。仿真结果显示,这种新的卫星选择算法能够显著缩短卫星选择时间,提高定位精度,满足组合导航设备定位要求。
研究了装调误差对导引头视轴指向精度的影响。针对滚仰式导引头的结构特点,对位标器的主要装调误差进行了分类。利用坐标变换和空间几何关系,得到了导引头视轴指向误差和装调误差的函数关系。仿真结果表明视轴的指向误差与指向位置和框架角位置都有关联。所得结果对导引头的指标分解具有重要的参考价值。
为提高导引头预定回路的动态性能,提出一种基于Hebb规则的改进单神经元PID控制算法。首先,将传统PID控制与单神经元学习规则相结合,从而实现了参数的在线调节,获得了更好的动态性能;其次,选择误差平方作为优化指标,并在负梯度搜索算法中引入惯性项,设计了基于Hebb规则的改进单神经元PID控制算法。仿真结果表明,改进的控制算法在快速性方面优于常规的单神经元PID控制,并且有较好的鲁棒性和抗干扰性。
为了提高捷联惯性导航系统(SINS)非线性对准的精度,缩短对准时间,降低非线性滤波器的计算量,针对SINS大失准角对准模型的特殊性,提出将简化的稀疏高斯厄米特滤波器(SGHKF)应用于SINS的非线性对准。SGHKF采用一组稀疏点求多维高斯厄米特积分。相比传统基于张量积的高斯厄米特滤波器(GH-KF)、SGHKF不仅保留了GHKF精度高、精度等级容易调节等优点,而且将高斯积分点个数减小到常规无迹卡尔曼滤波器(UKF)sigma点个数,避免了维数灾难问题。理论分析和实验结果表明,基于SGHKF的大失准角初始对准精度和速度明显优于扩展卡尔曼滤波器(EKF),略微优于UKF,计算量明显小于GHKF。
针对弹载SINS/GPS深组合导航系统提出一种动态检测GPS信号有效性的方法。推导了基于卡尔曼滤波理论和GPS伪距、伪距率量测的SINS/GPS深组合导航算法,通过分析滤波器残差统计特性设计了基于残差X检验的GPS信号故障检测算法和基于切比雪夫大数定理的GPS信号故障隔离算法。理论和仿真分析表明:利用SINS辅助GPS故障检测可进一步提高深组合导航系统的动态抗干扰能力,在GPS单颗或多颗卫星数据出现故障的条件下有效保障组合导航系统的导航精度。
机载关键位置间相对姿态获取受机体挠曲影响显著。提出一种基于分布式惯性测量单元(IMU)的相对姿态估计方法。首先给出了IMU间相对姿态矩阵微分方程,计算节点间相对姿态,然后对局部区域挠曲形状拟合。利用相对姿态计算值和拟合值构造量测量,结合相对姿态误差方程,通过Kalman滤波器估计相对姿态误差。仿真结果表明,各节点用1°/h陀螺时,相对姿态估计精度优于8′。该方法可为机载关键位置相对姿态精确获取提供技术参考,尤其当系统无高精度惯导且变形统计特性未知时。
针对大型设备标定时对北操作复杂,不利于实际操作的缺点,文中从系统标定采用对北的基本模式出发,详细推导了免对北的系统标定算法。仿真结果表明免对北系统标定算法可行,标定精度满足一般工程应用需要,提高了大型标定设备的使用性能。
提出一种弹载SINS/CNS组合导航系统在线标定方法。该方法将星敏感器安装偏角误差、陀螺漂移及加速度计零偏误差扩维为状态量,利用星敏感器与惯导系统姿态角之间的关系建立观测方程,采用卡尔曼滤波对安装误差及惯性器件误差进行估计和补偿。设计趋于一般运动状态的路径对上述方法进行仿真验证。仿真结果表明,该方法可以实现对星敏感器安装误差及惯性器件误差的估计,其中安装误差估计精度优于0.1′,陀螺漂移估计精度优于0.01°/h,加速度计零偏估计精度优于20µg。
针对导弹在气动参数变化剧烈且控制精度要求较高的情况下,控制参数难以确定的问题,提出了采用飞行全包络动态控制的方法。文中首先通过遗传算法来求解不同飞行状态和飞行环境下的控制参数的优化解,从而得出飞行包络参数表,然后通过插值查询得出在实时飞行状态下所需控制参数,以此实现动态控制,使得导弹在不同的飞行阶段都有对应的精确控制参数。文中以某防空导弹的六自由度模型为对象进行仿真研究,结果表明了该方法的可行性及良好的控制效果。
针对一类范数有界的不确定多项式非线性系统的H∞静态输出反馈控制器设计问题,以双线性矩阵不等式(bilinearmatrixinequalities,BMIs)形式给出了此类控制器存在的充要条件。由于BMIs问题是非凸的,因此引入一种迭代平方和优化(iterativesumofsquares,ISOS)算法。该算法能够有效的求解BMIs问题,并进一步得到H∞静态输出反馈控制器。最后,仿真算例证明了该方法的有效性。
动态逆控制方法对于模型精确性要求很高,在系统模型参数摄动较大的情况下,动态逆控制并不能保证系统的鲁棒性,甚至有可能使得控制系统不稳定。采用鲁棒控制理论对动态逆设计方法进行完善。为了改善动态逆控制性能,采取双回路的控制策略。内环为动态逆控制,对复合得到的伪线性系统定量进行分析,得到数学模型并给出其参数不确定性的范围;外环采用包含了混合灵敏度和模型匹配方法的双自由度鲁棒回路整形完成系统的综合,并将其转换为标准的H∞问题进行求解,分别设计了3个通道的鲁棒控制器,从而增强动态逆控制系统的鲁棒性。
利用有限元法对结构进行动态特性的仿真已经广泛应用,但其计算结果精度受到各种参数的影响。因此,通过试验模态数据对仿真结果进行修正,并提高分析模型准确度是十分必要的。文中以某导弹发射装置为研究背景,提出了基于LMSTest.Lab对其进行结构分析的混合仿真方法。该方法表明导弹发射架设计存在应力危险区域,故在此仿真结果的基础上对其进行了设计改进。此方法对导弹发射架的结构设计有实际的工程应用价值。
在反舰导弹末制导雷达搜索海面目标时,为了控制扇形搜索覆盖条带区域的宽度,对扇形搜索参数如何设置进行了研究。首先建立了扇形搜索过程数学模型并进行了理论分析,然后给出了扇形搜索参数设置的边界约束和方法流程,最后设计了仿真实验。结果准确预测了扇形搜索覆盖条带区域的宽度。满足了为扇形搜索作战使用提供理论指导的要求。
随着武器系统复杂度的提高和作战任务多样性的发展,对射手的训练提出了更高的要求,训练评估方法也需要进一步完善。文中根据武器系统射手训练考核的综合要求,提出了一种基于模糊的层次分析综合评估方法,对射手的操作训练过程进行综合评价,为部队的训练考核提供依据。该方法经部队的实际应用,验证结果表明,其评估结果能正确地反映射手的实际训练水平和部队的训练效果。
针对在导弹主动段飞行过程中,快速估计修正捷联惯导系统数学平台失准角的问题,分析了在惯导陀螺精度较高,失准角在短时间内变化较小的情况下,仍将失准角视为状态变量,利用Kalman滤波算法来估计的局限性,推导了发射惯性系下惯导误差传播模型,将失准角视为不变参数,提出了基于最小二乘法的失准角空中估计算法。最小二乘算法计算简单,使用方便,仿真结果也表明,基于最小二乘法的失准角估计速度比Kalman滤波算法更快,估计过程也更平稳。对飞行试验数据进行离线计算验证,充分验证了算法的有效性。
弹箭的飞行过程往往伴随高速旋转,这使弹体的姿态测量成为一大难题,常规惯性器件虽然也能测量,但成本较高。工程急需一种可以满足高过载、大量程、小体积、低成本要求的旋转弹体测量方法。针对这一问题,提出一种基于卫星定位系统与磁阻传感器组合的测量方法,利用卫星导航系统提供的弹道信息进行弹体滚转姿态解算。仿真结果表明:解算的结果与惯导输出的滚转角基本相符,误差较小,精度可以满足工程使用。
为了科学评估反坦克导弹武器的作战效能,提出了基于任务的作战效能评估模型和方法,对影响作战效能评估的指标进行分析,并以此为基础对某型反坦克导弹武器的作战效能进行了评估分析及有效性验证。结果显示该评估模型能够客观地反应出反坦克导弹武器完成作战任务要求的程度;通过对评定参数的分析,可反应出不同型号反坦克导弹武器在提高任务完成度上需要重点改进的指标。
针对JTIDS相对导航中用户自身运动模型不准和机动性会给定位结果带来误差的问题,文中提出了一种改进型UKF在JTIDS相对导航中的应用算法。该算法根据新息的变化确定时变修正因子,通过实时的修正sigma点和协方差来调整新息在估计值中的权重,以适应当前时刻下的运动状态。仿真结果表明,该算法能够有效地消除模型不准和机动性带来的定位误差,并且能够快速得到收敛结果。
近距格斗空战中,本机进入攻击区后还要满足导弹截获目标这一发射条件才能发起攻击,因而往往会错失战机。为在一定条件下增加本机发起攻击机会,补充近距空空导弹发射方式,文中提出了一种基于后截获发射方式的导弹控制模型。仿真结果表明具有此后截获能力的导弹可以放宽导弹的发射条件,从而实现后截获发射。
针对UPF(unscentedparticlefilter)在GPS/INS(globalpositioningsystem/inertialnavigationsystem)组合导航的应用中存在的计算量过大的问题,提出了一种基于全局采样的RBUPF(Rao-Blackwellizedunscentedparticlefilter)算法。该算法引入Rao-Blackwellized滤波思想,降低状态空间中非线性状态的维度;采用全局采样策略,对粒子集运用UKF(unscentedKalmanfilter)得到建议分布。仿真实验表明:这两方面的改进有效的降低了算法的计算量,且在保证较高估计精度的基础上,减小了粒子退化发生的可能性。
随机起爆子弹引信设计是随机起爆子母弹的一项关键技术,为了精确控制子弹起爆,根据某随机起爆子弹药的工作要求,对随机起爆子弹引信工作过程进行了研究,设计了由滑块和推力弹簧组成的子弹引信隔离机构。通过严密的理论给出了推力弹簧的7个参数;对滑块机构进行受力分析。结合工程实际,给出了滑块解除隔离时间。结果表明,所设计的随机起爆子弹引信隔离机构科学合理。
建立了一套完善的冲击波测试系统,完成了对爆炸冲击波的测试实验,并运用小波分析对测试结果进行了处理。为了有效分离杂波对爆炸冲击波测试信号的干扰,在比较不同常规信号处理方法的基础上,提出了一种基于小波变换的爆炸冲击波实测信号处理方法,对冲击波信号的分析处理有很好的可操作性和实用性。结果表明,所采用的测试方法合理可靠,所采用的小波处理方法能够准确判断信号的间断点,分离出噪声干扰,获取不同频段的能量值。
为研究粉末药型罩轴向密度分布对其形成射流性能的影响,以药型罩微元假设为基础,构建了射流相对长度增量和微元相对位移增量公式,并借助离散元法仿真拟合了粉末药型罩密度分布。通过数值分析与试验相结合,对药型罩轴向密度分布对射流长度和断裂趋势的影响进行了分析研究,结果表明:粉末药型罩密度具有非均匀轴向分布时,可形成相对较长、断裂时间较缓的射流,且其侵彻性能较优。
针对工程实践中常用数值积分法求比冲量时结果出现的漂移问题,提出了使用稳定化数值积分法求取冲击波压力比冲量。该方法利用稳定系统自身的特性能有效的抑制积分结果漂移。通过对云爆弹爆炸冲击波比冲量计算结果的对比,验证了稳定化数值积分法的有效性。
为研究芳纶复合材料抗破片模拟弹丸侵彻的性能,进行了4.5g破片模拟弹丸侵彻15mm厚芳纶靶板的穿甲实验。实验结果表明破片初速与穿透剩余速度呈线性关系,靶板的面密度吸收能可能存在极大值。进而提出一种破片模拟弹丸侵彻芳纶靶板的工程分析方法,给出了破片侵彻芳纶靶板的弹道极限速度与穿透剩余速度的预测公式,预测结果与实验结果有较好的一致性。并提出了面密度吸收能存在极大值,最后讨论了芳纶抗破片侵彻性能的表征方法。
结合某反跑道末敏子弹药参数分析工作,通过建立子弹药从稳态扫描至命中跑道目标过程的数学模型,运用Monte-Carlo法计算了末敏子弹药的命中概率,仿真结果表明:在一定参数取值条件下,子弹药敏感器定位精度对子弹药命中概率影响较小,敏感器识别概率和穿爆火箭弹密集度的影响稍大。研究结果为计算子弹药对跑道封锁效能奠定了基础,也为类似弹药命中概率仿真研究提供了有价值的参考。
为了使优化后的环形切割器与后级随进战斗部更好地配合,通过ANSYS进行环形切割器建模,利用LS-DYNA分别进行了空气、聚氨酯、泡沫铝、酚醛树脂以及钢板+泡沫铝和钢板+聚氨酯六种隔爆方式的数值模拟,比较其隔爆能力。数值模拟结论表明,聚氨酯是一种很好的隔爆材料,可以有效的降低前级产生的冲击波对后级战斗部的影响。该结论有助于带环形切割器串联战斗部的隔爆设计。
为了研究引信电子延时装置储存性能变化及原因,定位退化或失效元器件,以接近质保期的两个引信电子延时装置为样本开展加速试验,并通过电路仿真模拟,分析可能出现失效的元件为陶瓷电容和末级三极管,得出电子延时装置储存失效或退化的原因是陶瓷电容层间膨胀幅度不同,容值减小以及末级三极管引线键合界面微裂纹扩展。结果表明,通过加速试验与电路仿真相结合的方法可以找出失效元器件并分析其性能退化原因。
为了研究内外罩材料对串联EFP的成型及侵彻性能的影响,文中设计了5种不同材料组合的双层药型罩,运用ANSYS/LS-DYNA仿真软件模拟了各组不同材料双层药型罩EFP的成型形态,并与X光试验对照,验证了数值模拟结果的准确性。从数值模拟结果中择优成型性能较好的串联EFP进行静态侵彻试验,从试验结果来看,铝纯铁组侵彻体开坑直径和入口口径较大,且已击穿钢筋混凝土靶体,表现出了较好的侵彻性能。
为了确定先进旋涡燃烧室后钝体开口结构参数(开口角度100°、开口尺寸2mm)下燃烧室最佳匹配长度,通过研究燃烧室长度对燃烧效率、出口温度分布及出口径向温度分布的影响,得出燃烧室最佳匹配长度为800mm。在此结构基础上,增加第三钝体形成双凹腔AVC(advancedvortexcombustor),对其燃烧流场进行数值模拟,结果表明当第二凹腔长度L₂及第三钝体开口尺寸L3满足L₂/L₁=1.2,L3/H=0.6时双凹腔开口AVC具有流场流动性好、燃烧稳定性好、温度分布高等优点。
为获得新型富燃料膏体推进剂的质量流量,在新型膏体冲压发动机研制过程中开展了两种测量方案的研究,分别为称重法和变换介质法。文中对新型富燃料膏体推进剂的特性进行了简要描述,并列举了其对流量测量的影响。然后分别介绍了两种质量流量测量方案的原理,并通过试验对比了两种方案的优劣。通过对比,变换介质法更能准确测量膏体推进剂的质量流量。
针对某液体火箭发动机试验推力校准的需要,设计了推力校准测控系统。根据负反馈比例控制原理设计了电液伺服系统的闭环控制器,实现了标准力的闭环自动加载和控制,为推力校准提供了高稳定性、高精度的标准力。基于Labview8.6设计的测控软件并结合RS485通讯方式,实现了自动或手动推力校准以及校准过程的远程控制。校准结果表明,利用该系统可以快速地进行手动或自动推力校准,且校准精度高、效率高、可靠性好,完全满足推力校准的要求。
应用欧拉拉格朗日模型对某弹用微型固体火箭脉冲发动机进行两相流模拟,建立了三维空间的物理模型和数学模型,研究了纯气相和1~50µm不同直径颗粒对脉冲发动机性能参数的影响。数值模拟结果表明,气相的惯性作用使发动机内流场呈现不均匀分布,不同直径的颗粒在内流场中的分布情况不一样。在同一质量分数下,颗粒直径越大,对气相的传热和阻碍作用就越小,颗粒直径越小,粒子的随流性越好,与气相能量和动量的交换越显著。
为了改进燃气发生器流量控制的精度,研究了一种燃气发生器的压强控制系统。建立了燃气发生器与气动执行机构的线性化数学模型,分析了燃气发生器压强控制系统的特点,并通过半实物仿真系统对压强控制系统进行了仿真验证,获得了燃气发生器内压强变化曲线。实验表明,压强控制系统是一个变化缓慢系统,并且其参数具有时变性。
气动、热和结构三学科之间的耦合关系是高速飞行器面临的核心问题之一。文中利用强弱耦合关系简化了气动热结构耦合问题,并基于气动加热、瞬态热传导、热结构、热模态和热颤振的单向耦合关系来分析热弹性问题,建立了气动热结构多学科集成分析平台。针对各子学科耗时问题,文中采用了增广的自适应响应面优化策略完成了气动热结构多学科设计优化,在提高了颤振速度的同时,使升力面结构质量有了一定的降低。关键词:高速飞行器;气动热结构耦合;优化设计;单向耦合分析
张线支撑作为一种特殊的支撑方式能够实现某些特殊试验,目前主要应用在低速风洞,文中旨在研究张线支撑高速风洞气动力影响规律和探究张线支撑在高速风洞应用的可行性。主要介绍了弹箭模型高速风洞张线支撑总体研究方案和模拟试验方案,并针对试验方案进行了数值方法及风洞试验验证。试验结果表明,弹箭模型高速风洞张线支撑干扰试验方案可行,张线支撑干扰较大。
为提高弹丸发射动力学分析的精度和效率,文中针对炮管和弹丸结构的复杂性和规律性,充分考虑弹丸膛内运动过程中身管对弹丸运动、受力的影响,运用VC++对ANSYS/LS-DYNA进行了参数化二次开发,建立了弹丸发射有限元集成平台。并结合某项目,进行了基于该仿真平台的弹丸发射动力学仿真分析,并与试验结果取得了较好的一致性。证明了该参数化平台的有效性。
为了研究工程解算弹丸外弹道诸元精度,采用FLUENT软件对某尾翼弹外流场空气动力特性进行数值模拟,得到不同马赫数下的零升阻力系数;利用OriginLab软件对其进行分段拟合,得到阻力系数拟合曲线解析函数表达式,代入外弹道质心运动微分方程组数值解算外弹道诸元;并与用经典空气阻力定律及相应的平均弹形系数方法解算的外弹道诸元对比。两种方法解算所得弹道落点诸元相对误差在4.61%以内,全弹道上诸元相对误差在6.65%以内。因此,即使能够得出特定弹丸的全弹道阻力系数解析函数表达式,但在工程应用上也可以继续应用简便的经典空气阻力定律及相应的平均弹形系数方法解算外弹道诸元。
在对复杂构件的转动惯量测量中,非对称三线摆具有潜在的应用价值。利用带乘子的拉格朗日方程对不满足任何对称性条件的小摆角三线摆进行了研究,导出了由6个二阶常微分方程和3个代数方程组成的动力学模型。该模型为非对称三线摆的工程应用打下了理论基础。
针对战场声信号复杂多变的特点,提出了一种基于小波包特征参数(WPFC)和隐马尔科夫模型(HMM)相结合的战场声目标识别方法。该方法利用小波包对信号高、低频段能进行精细划分,从而得到更能反映战场声信号特征的小波包特征参数;并利用HMM具有很强的表征时变信号能力的优点,将HMM作为训练识别模型。仿真结果表明了此方法的准确性和可行性。
提出了一种基于非圆信号的稀疏分解DOA估计方法,用于解决非圆信号数多于阵元数时的DOA估计问题。该方法首先利用非圆信号为实值信号的特点,用阵列上的接收数据及其共轭拼接构造一个新的扩展矩阵,选择扩展协方差矩阵的第一列作为稀疏分解向量,利用扩展阵列的导向矢量构造完备字典,建立了DOA估计的稀疏模型。仿真结果证明了该方法的可行性和有效性。
针对火力分配中网络自组描述方法及分配不均衡问题,研究了网络自组方法,并对匈牙利分配算法进行了改进。首先根据有效通信距离和火力单元之间距离求解任意两火力单元的连通概率,将数值规范化,并利用准平方法得出网络连接矩阵。然后,根据敌我双方信息,构建火力分配模型。最后,运用匈牙利算法求解,并对分配结果严重失衡的情况进行二次分配。仿真结果验证了方法的可行性。
近年来随着雷达技术的不断发展,雷达极化特性在目标特征提取和识别中应用越来越广泛,尤其在与高分辨技术的结合,成为现代雷达发展的重要方向之一。文中以步进频率宽带雷达体制下的弹道导弹中段目标为例,提出了一种基于FEKO仿真软件获取目标全极化回波数据,进而生成目标全极化HRRP的方法。结果显示,该方法实现简单、效率高、成本低,可以成功实现目标全极化HRRP的生成。
基于FFT分析技术的连续波测速雷达在靶场得到广泛应用,FFT对多普勒频移的物理分辨率取决于所分析的信号长度,针对FFT对于雷达速度分辨率存在的局限性,提出了线性调频Z变换方法,在单位圆上计算CZT,计算时的输入点数和输出点数可以不相等,在不增加信号长度条件下可“细化”频谱,仿真实验表明,CZT对雷达速度的分辨率优于FFT,将该算法应用于测速雷达可以提高多目标分辨能力。
距离多普勒(RD)算法以其较好的性能,在很长时期內都是SAR成像的标准算法,但传统RD算法的距离徙动采用逐点插值进行校正,运算量过大。文中提出了一种在平飞正侧视模式下改进的RD算法,无需插值,通过一次相位相乘校正距离徙动,运算量减少,与传统RD算法对比成像结果,有较好的聚焦效果,验证了改进算法的有效性。
针对超高射速弹丸出膛时刻难以精确获取的问题,提出了一种图像边缘检测的方法来获取出膛时刻。采用连续波雷达照射炮口,在每发弹丸的出膛时刻,多普勒回波信号产生突变。通过短时傅里叶变换和时频域最小噪声谱估计降噪处理后,利用图像边缘检测在时频域对回波信号突变点进行检测和定位,找出每发弹丸回波的突变点作为弹丸的出膛时刻。通过对实测信号处理验证了本算法的正确性和可行性。
作战任务分配是常规导弹作战研究的关键问题之一。结合常规导弹作战实际情况和任务分配特点,综合考虑作战意图、任务协同等约束条件,采用并行蚁群算法,建立了作战任务分配模型。在多子群蚁群算法的基础上,设计了基于任务能力评估的子群协调沟通策略和基于任务代价的状态转移规则,提出了并行求解任务分配问题的蚁群算法思想。通过仿真验证了模型的正确性,仿真结果表明该方法能够有效解决常规导弹作战任务分配问题。
为了保证惯导系统在复杂力学环境下稳定的工作,文中基于粒子群优化算法,在多约束条件下对惯导系统开展了缓冲减振优化设计。文中将惯导缓冲隔振系统简化成六自由度系统的振动模型,与有限元模型对比验证之后,通过粒子群优化算法进行了并行搜寻,快速、高效的获得了最优解,给出了减振效果较好的参数分布范围。通过数值分析结果对比、讨论得出:在保证强度要求下,橡胶隔振垫最好选择邵氏硬度较低的材料,其高度和内、外径差异尽量选择较大的数值。
