快速生成导弹的几何模型是开展导弹总体优化设计的关键技术之一。基于轻量化的导弹几何外形参数化描述方法,结合OpenCASCADE,提出了一种不依赖于商业CAD软件的导弹参数化几何建模工具包。介绍了工具包的系统框架、核心技术途径以及与传统性能分析工具(以气动分析为例)的接口形式,并完成了原型工具包的开发。最后以类硫磺石导弹为例,验证了所研究方法与工具包在导弹总体概念设计阶段的建模快速性和模型通用性。
伸缩翼飞行器随着飞行任务变化而相应的改变其外形,始终保持最优飞行状态,以达到在复杂飞行环境中执行多种任务的要求。文中首先建立伸缩翼无人机运动模型和变形过程的气动模型,随后采用根轨迹方法设计PID控制器,实现对飞行器的纵向控制,最后采用仿真方法研究飞行器伸缩翼的变形过程,通过对比选择最佳伸缩变形时间。
为突破现代水面舰艇严密的防空反导体系,提出了反辐射导弹与反舰导弹协同突击敌水面舰艇的不同方式,并根据两种导弹的航路特点,建立了不同情况下两种导弹发射时机数学模型,并对典型案例进行了仿真分析,为反辐射导弹与反舰导弹协同对海突击作战辅助决策提供了参考依据。
根据弹道导弹落点椭圆散布规律,构建射击方位角选取模型。针对矩形目标,可直接通过公式遍历筛选;而针对一般面目标,提出用粒子群算法搜索最佳射击方位角。实例计算结果表明,大长宽比目标轴向射击命中概率最大;而针对小长宽比目标和一般面目标,可通过公式遍历筛选和粒子群搜索算法选取最佳射击方位角。
高超声速巡航导弹对现有空防体系构成极大挑战,高效的目标识别是后续拦截打击的基础。通过分析,选择其载机作为识别对象,确定目标尺寸、编队情况、目标高度、目标速度、情报这五类识别因素。结合模糊综合评价方法,构建了载机目标识别模型,给出了因素集、评价集和两者之间的隶属关系。最后通过示例,验证了所构建模型的可行性、有效性以及实时性。
针对粒子滤波在非线性目标跟踪中存在粒子退化的问题,提出一种迭代积分粒子滤波的目标跟踪算法。该算法从改进重要性函数的角度入手,在积分卡尔曼滤波的基础上,通过高斯牛顿迭代的方法进行量测更新,并对粒子集合中的粒子进行迭代积分卡尔曼滤波,使得构造的重要性函数更加贴近真实后验分布。仿真结果表明,与粒子滤波算法、积分粒子滤波算法相比,该算法在有效改善非线性目标跟踪中粒子退化的同时,提高了跟踪精度。
为了提高弹道导弹精度仿真系统设计的通用性和重用性,在简析系统功能及流程的基础上,采用UML静态建模技术构建了需求描述模型和系统结构模型,运用动态建模方法建立了行为模型。以上述模型为基础,设计了适合于弹道导弹精度仿真系统的通用软硬件架构和一个应用示例。应用表明,该方法突出了弹道导弹精度仿真系统的共性设计,兼顾了不同型号和应用需求,有效提高了系统的设计效率及通用性、重用性。
根据单兵武器捷联导引头的特点,提出一种弹体追踪和比例导引相结合的制导律。利用导引头的误差角信号和姿态陀螺的姿态信号,通过微分网络提取弹目视线角速率,实现比例导引部分,误差角信号作为姿态驾驶仪的输入完成弹体追踪部分。其次,利用根轨迹方法给出一种姿态驾驶仪设计方法。通过数学仿真可以证明,该制导律和姿态驾驶仪相结合,可实现精确命中目标,并具有良好的动态特性。最后,为论证MEMS陀螺和惯性陀螺等实现姿态驾驶仪的可行性,提出半实物仿真试验方案,作为理论设计进一步的验证手段。
文中以激光制导炸弹为研究背景,结合导弹稳定控制方法,利用机载武器分离安全理论,提出了一种导弹姿态控制引入时机分析方法。该方法在机弹分离的适当时机引入对导弹姿态的控制,可使导弹舵面转动实现对弹体姿态变化的抑制,保证了导弹离开载机过程中的姿态稳定。通过和无控条件下机弹分离后弹体姿态变化的对比,验证了适当时机引入姿态控制可提高导弹投放时的安全性。
由于直升机的工作环境复杂,采用常规卡尔曼滤波进行组合导航容易发散。为了提高系统应对突变的能力,提出了一种基于Sage-Husa滤波器和强跟踪滤波器的交互式多模型(IMM)自适应滤波(AF)算法。具体实现是通过判断滤波器的每一维收敛判据,进而选择相应的自适应算法。仿真结果证明了改进算法的有效性和优越性,导航精度得到了显著提升。
文中给出了一种滑模趋近律应用于潜空导弹垂直出水姿态控制的设计方法。首先利用四元数在弹体坐标系下对垂直出水的潜空导弹水下和空中运动建立了统一的运动方程形式,然后在纵向通道利用小扰动线性化状态空间模型,设计了基于滑模趋近律的姿态控制律,最后建立了Simulink六自由度弹道模型并进行了数字仿真。结果表明:基于四元数的水下、水上统一的运动方程形式运行有效,基于滑模趋近律的姿态控制律可实现对潜空导弹垂直出水的有效控制.
为了方便防空导弹的研制设计和作战运用,实现评价的客观性和科学性,提出利用熵权TOPSIS方法对防空导弹的生存能力进行评价。首先,通过分析防空导弹生存能力的影响因素,建立了层次模型;其次,结合防空导弹的作战模式,构建了防空导弹生存能力评价指标体系;最后,通过实例进行了计算和分析。结果表明,基于熵权TOPSIS的评价方法,能够有效评价防空导弹的生存能力,方法具有一定的可行性。
从一维冲击波和热力学以及物理化学角度出发,建立了反应破片冲击燃爆温度与破片反应材料组分配比的数学关系模型,对比分析了PTFE/A1和PTFE/Ti两种反应破片的变化规律,其冲击燃爆温度都先随配方金属粉含量的增加而增大,在金属粉含量一定值时有一个最大值,在该点后,都随其金属粉含量的增加而下降;PTFE/Ti型反应破片的最大冲击燃爆温度要比PTFE/A1型反应破片高出1100℃左右。与相关试验结果进行对比,可以认为反应破片冲击燃爆温度越高,其燃爆效果越好。所建立的分析模型和研究方法可推广应用于其他类型反应破片的冲击反应特性等动态性能研究。
为研究周向MEFP的成型规律,针对周向MEFP结构设计了仿真模型,应用AUTODYN软件,从药型罩参数和战斗部结构参数两个方面进行数值模拟。结果表明:调整药型罩口径和曲率半径对EFP成型速度影响不大,但药型罩厚度的增大会使EFP成型速度明显减慢;药型罩的曲率半径和厚度对EFP的长径比影响明显。增厚周向MEFP战斗部壳体或使用高能炸药会使EFP的成型速度及长径比都增大。
目前靶场采用爆破威力试验来考核同一类型战斗部的杀伤威力,以爆炸后形成的抛掷漏斗坑体积来对比其威力大小。文中通过理论分析,计算了不同因素对爆破威力结果的影响,并结合ANSYS/LS-DYNA和靶场试验,对不同埋深的战斗部爆破威力进行了分析验证。研究结果表明,爆坑容积大小不仅取决于战斗部装药质量、土壤性质、埋入深度等参数,还取决于战斗部壳体的材料。不同装药质量的战斗部存在一个最佳抛掷深度,在此深度下,抛掷漏斗坑的体积达到最大。
为研究大口径子母弹的抛撒机理,探讨了中心爆管式子母弹拋撒的几何模型;根据其结构特点,提出了燃气做功时子弹推力面积修正系数的计算方法,建立了内弹道抛撒模型并进行数值仿真,获得燃气压力、子弹速度和子弹加速度等内弹道性能曲线,采用正交试验法分析了抛撒药装药量、中心管炸裂压力及中心管药室容积对子弹抛撒速度的影响,结果表明中心管炸裂压力是最敏感的的影响因素,为中心爆管式大口径子母弹抛撒机构设计提供了依据。
针对国内某底排弹在部队训练时出现引信弹道早炸故障,对该底排弹的生产状态及试验过程进行了分析与验证,并通过理论计算,得出小射角装填底排弹不到位可能是引起引信弹道早炸的主要原因.
为了对自导深弹的自导与引信系统进行可靠性鉴定,文中建立了Bayes可靠性决策模型,运用金字塔方法,提取了该系统可靠性的先验信息,并以抽样净益(ENGS)最大为准则,制定了自导与引信系统的可靠性鉴定试验方案。从实例计算结果来看,按照文中的方法得到的可靠性鉴定试验方案是合理的、可行的,比国家军用标准中所规定的方案分别节省时间36.55%和17.45%。
为了讨论用数学方法研究穿甲体毁伤效能、靶板结构易损性和毁伤程度之间关系的可行性。以特定的弹目系统为例,结合穿甲体毁伤效能、靶板结构易损性和毁伤程度的数学定义,对不同着速时穿甲体毁伤效能、靶板结构易损性和毁伤程度进行了计算和数值拟合。结果表明穿甲体毁伤效能、靶板结构易损性和毁伤程度之间有明显的函数关系,可以用数学的方法进行研究。
针对某型火箭弹高原使用时弹道失稳现象,文中根据飞行试验实测结果与理论计算对比,分析了火箭弹静、动稳定性影响因子,研究指出了卷弧翼的马格努斯效应是影响火箭弹高原飞行失稳的主要原因,并提出了火箭弹的直尾翼改型设计方案。计算结果表明,改型设计的直尾翼的马格努斯效应比卷弧翼降低80%左右,经试验验证,直尾翼火箭弹满足高原飞行稳定性需求。
对不同燃烧条件下后钝体开口先进旋涡燃烧室(AVC)的燃烧性能进行了数值模拟,结果表明,后钝体开口AVC在各工况下都能实现稳定燃烧。随着来流速度的增大,总压损失增大,燃烧效率减小,凹腔内高温分布区域增大且分布更加均匀。随着来流温度的提高,总压损失先减小后保持不变,燃烧效率增大。随着壁面温度的提高,凹腔内温度升高且分布更加均匀,总压损失增大,燃烧效率减小。随着燃气当量比的增大,总压损失先增大后减小,燃烧效率减小.
针对空空导弹舰用化趋势,考虑了航母作战环境,梳理出低易损发动机技术、高安全点火技术、高仿真环境试验技术等关键技术。通过进一步分析关键技术的国内现状,对目前空空导弹固体火箭发动机舰用化工作给出如下建议:建立健全固体火箭发动机低易损性相关标准和评估体系,推进HTPE推进剂工程化进程和低易损壳体技术进步;开展激光点火器关键技术攻关;开展拦阻冲击、制动冲脱等试验设备研制。
为了研究入口燃气参数对含导流片及钝体的驻涡燃烧室性能的影响,改变不同进口温度、进口速度以及当量比等,对驻涡燃烧室进行了数值模拟。结果表明:较高的进口温度以及较低的进口速度都能有效的降低燃烧室总压损失,当量比的改变对总压损失影响不大;燃烧室在贫油条件下的燃烧效率要比富油条件下的要高,当量比小于或等于1时,燃烧室的燃烧效率能达到99.8%;入口参数的改变对出口温度分布都有所影响,OTDF的值大体在0.06~0.1之间。
采用N-S方程、k-ε双方程和非预混燃烧简化PDF模型,对3种特型燃气喷口结构的固冲发动机补燃室掺混燃烧流场进行了数值研究。分析3种特型燃气喷口对补燃室中掺混燃烧的影响,并与常规型燃气喷口的仿真结果进行了对比分析。结果表明:特型燃气喷口可以有效增强补燃室中燃气与空气的掺混效果,提高燃气的完全燃烧程度,提升固冲发动机补燃室的特征速度;2#和3#特型喷口的补燃室掺混燃烧效果要比1#特型喷口更好,但是会带来更大的总压损失。
对沙丘形突扩燃烧室而言,适当的迎风角度能够保证沙丘的低阻特性并得到稳定的回流区。文中采用Realizablek-ε湍流模型和二阶差分格式对该燃烧室内部流场进行了数值模拟,详细分析了冷态条件下,当突扩比和背风角度一定时,不同迎风角度(0~70°)下沙丘突扩燃烧室内的流动特性,并总结了迎风角度对流场的影响规律,结果表明:迎风角度40°时,燃烧室总压损失小、回流区流动稳定且形状均匀饱满,燃烧室综合性能达到最优。
文中以挠性飞行器的刚柔耦合物理模型为研究对象,引入非惯性系中的力学问题理论,建立了考虑动力刚化的模型,明确地阐明了动力刚化是一种非惯性系中的力学现象。首先分别应用材料力学和角动量定理建立了两个子系统的连续动力学模型,而后基于正则约束模态的正交化结论,建立了离散动力学模型。数值仿真结果表明,文中建立的一次动力学模型考虑了动力刚化,能够准确预测大角度机动下挠性飞行器的动力学响应,可直接用于控制器设计。
在“钻石背”形翼几何外形及设计参数的基础上,选用NACA6411翼型,建立二维计算模型进行数值模拟,研究前后翼垂直高度差∆H对低雷诺数下“钻石背”形翼气动特性的影响。结果表明,采用TransitionSST湍流模型所得结果具有高的准确性和可信性;△H对气动特性的影响,在前后翼前缘间距约为前翼弦长的1.5倍附近,出现变化趋势反转的现象;优化气动布局的有效方法之一是合理选取△H和前后翼梢弦前缘间距d的设计值,在计算范围内,取∆H=22mm和d=100mm,既能达到优化效果,又便于工程实际应用。
针对空射导弹拦截助推/上升段战术弹道导弹制导问题进行制导系统建模和数字仿真。选取4种基本制导律进行中、末制导研究,包括:比例制导律(PNG)、基于瞬时脫靶量的一种最优制导律(OGL)、视线角加速度制导律(AAG)、目标加速度补偿比例制导律(APN)。据此提出2种中、末制导组合方案,通过重力过补偿优化中制导得到另2种方案。4种方案仿真对比得到“OGL+APN(重力过补偿)”方案。该方案攻击区较大,发射条件约束较宽松,具有较好的制导性能。
为了测量一种新型二维弹道修正机构的参数与动态性能,搭建了针对该修正机构的仿真测试系统。该仿真测试系统模拟了修正机构的工作环境,通过传感器测量并记录了修正机构在工作过程中的转速、电磁转矩、绕组电流等重要参数,并对所记录的数据进行处理和分析,评估修正机构的性能。实际应用表明,该仿真测试系统稳定可靠,测量结果可为修正机构的设计与控制策略的制定提供实验依据。
针对悬停状态中小型飞行器气动性能,考虑桨尖涡对飞行器桨叶桨尖的影响,分析了不同形状桨尖桨叶气动特性及其变化规律。尖削桨尖旋翼可有效削弱桨尖涡,从而降低旋翼的阻力距。桨尖涡导致桨尖处下洗速度减小,使桨尖处桨叶截面翼型的实际迎角增大。随着转速的提高,桨尖雷诺数的增大,尖削桨尖的优势才逐渐体现。
早期弹体滚转力矩和马格努斯效应数值计算中多采用简化弹体模型,没有考虑膛线沟槽的影响。但对小口径弹体而言,分析亚音速条件下膛线沟槽的影响对弹道计算至关重要。文中采用Fluent软件对不同攻角和不同滚转速度的流场进行计算,对比光滑弹体和带沟槽弹体的流场差异,得到膛线沟槽对流场的影响规律。分析发现膛线沟槽使得滚转力矩和马格努斯力矩减小。结论认为弹体上的膛线沟槽影响较大,需要在实际工程计算中给予考虑。
受试验模型和天平结构等条件限制,目前高速风洞片式铰链力矩天平精准度不高,而且难以实现轴向力测量,影响试验数据质量。针对该问题,设计了多柱梁对称元件结构以及新型组合式电桥方案,研制出一种可以有效测量轴向力的四分量片式铰链力矩天平,并成功应用于某飞机模型舵面铰链力矩测力试验。校准数据以及试验结果表明,该天平精准度优于常规片式结构三分量片式天平,能有效提高试验数据质量,有很好的应用价值。
因GPS技术在楼群密集的城市不能单独完成定位,文中采用GPS/DTMB组合导航新方案,又针对传统二维机动模型的不足,研究三维下的平面变速转弯模型,并作为运动目标的机动模型,同时仿真对比分析不同粒子数目下的粒子滤波算法(PF)跟踪效果,结果表明,200个粒子的误差均值为4.5906m,400个粒子误差均值为2.3776m,滤波后的轨迹与真实轨迹基本重合,定位跟踪效果好,且粒子数目越多,误差均值、标准差、方差越小,即定位跟踪精度越高。证明了GPS/DTMB组合导航新方案的可行性。
卫星导航接收机接收到的卫星信号非常微弱,极易受到外界的干扰,需要采用抗干扰技术。联合域抗干扰技术因其自由度高、抗干扰效果好,广泛应用于卫星导航接收机中。从联合域角度出发,结合频域滤波算法与空时自适应阵列处理技术,设计了一种频域空时域级联导航抗干扰技术,可以有效抑制卫星导航中复杂多变的干扰。仿真结果验证了所提抗干扰技术的有效性,及其在相干干扰情况下的优越性。
为了研究燃气发生器燃烧室绝热层的传热烧蚀过程,建立了热化学烧蚀计算模型和绝热层传热计算模型。考虑到烧蚀过程中绝热层边界的移动,根据预测—校正格式对模型进行离散,并采用拟牛顿法对绝热层的烧蚀过程及传热过程进行了耦合计算。计算得到了绝热层表面温度、烧蚀率和烧蚀厚度等参数的变化规律。计算结果表明,预测—校正格式和拟牛顿法可以用于求解时动边界的瞬态传热模型。
接收机自主完好性监测(receiverautonomousintegritymonitoring,RAIM)算法因具备独立自主、快速告警等优点被广泛应用于航空领域。由于传统RAIM算法仅在故障星出现粗大伪距偏差时才具备较高的检测与识别率,因此难以满足高精密航空飞行安全需求。为了提升完好性水平,从改善卫星空间构型与提升测距精度出发,提出一种组合星座双频RAIM算法。该算法建立了北斗/GPS双频伪距观测模型,在考虑同颗卫星双频信号伪距观测噪声相关性与伪距偏差在不同频点间扩散现象的条件下,继承奇偶矢量方法实现了故障检测与识别,提高了算法对于小伪距偏差的敏感度,图形与数据化仿真结果证明了该算法的有效性与可行性。
国内某底排火箭复合增程弹型号项目,研制初期将战斗部和火箭发动机壳体设计为分体结构,在靶场强度射击试验过程中,出现战斗部与火箭发动机壳体连接螺纹损坏的现象,为解决螺纹连接失效问题,通过试验现象及理论计算分析,采取增加硬度较高的钢垫和上紧力矩等措施,通过炮射试验验证,彻底解决了这一技术关键。整个失效分析过程和解决途径对类似技术问题有一定的参考价值。
针对弹箭姿态测量中低精度陀螺姿态解算误差因漂移迅速增大的问题,文中采用三轴磁强计和陀螺组合测姿方案,对姿态角的输出进行修正。通过建立基于陀螺姿态解算误差角的状态方程和磁强计输出的误差观测方程,采用自适应卡尔曼滤波方法以抑制滤波发散并对姿态误差角进行估计。仿真结果表明:该方法能有效利用磁强计的输出抑制了陀螺漂移带来的误差,提高解算精度,满足长时间姿态测量的要求。
战场目标识别中多传感器信息融合面临各种不确定冲突信息。为此,提出了一种基于权重的证据调整方法,给予证据分配不同的权重,重新修正基本概率分配函数,利用Dempster组合规则实现信息融合。通过数值验证并与其他的改进算法对比,结果更为理想,能有效的减小冲突证据的不良影响,同时具有较高的收敛速度,降低了决策风险,仿真结果表明,算法有效、可行。
由于测量误差和参数空间分割大小的影响,并行Hough变换航迹起始方法仍存在较多的杂波。针对这一问题,提出一种基于模糊的并行Hough起始算法,该算法利用不同时刻模糊函数的隶属度分别作为参数空间的累积量,继而将具有相同索引的累积量构成累加向量,再根据规则来确定累加矩阵,最后通过门限检测判断是否航迹起始。仿真实验表明,该算法可有效抑制变换误差的影响,降低虚假航迹占有率,并在密集杂波下准确地起始航迹。
在弹箭设计过程中,为了获得弹体飞行时的气动参数,通常采用地磁传感器来测量弹体的姿态信息,而采用的三轴磁传感器都存在误差,因此,对误差的校正就显得很有必要了。在文中提出了一种新的校正方法,该方法是对已有的常规误差校正方法的扩展,使之能用来对磁传感器的时变误差进行校正。这种方法可用于复杂电磁环境中的弹载测量系统,可以有效校正磁传感器的测量误差,最后通过仿真实验数据对结果进行了验证。
针对多机动目标跟踪中采用统一固定模型转移概率的问题,提出一种在线估计模型转移概率的自适应多模型PHD滤波(AIMM-PHD)。首先保留模型的采样粒子及其似然度;其次根据粒子的分类结果,计算出每个目标对应每个模型的状态输出;最后将输出交替作为模型输入进行滤波,计算出目标的模型转移概率。实验表明:相较于IMM-PHD,所提AIMM-PHD有较低的OSPA误差,目标个数估计更准确,且时间只增加了8.1%,从而证明了该算法的有效性。
针对直接应用EMD算法处理寻北信号的不可靠性,提出了基于小波预处理的EMD分解方法,并对传统小波阈值去噪分析方法做一改进,提出一种相关系数和3.0准则的自适应阈值方法。新方法规避了直接应用EMD过程中存在的模态混叠问题,并有效提取了寻北信号的误差信息和有用信息,能够用于某型磁悬浮陀螺寻北仪的寻北研究中。
为研究微带天线与安装柱形壳体共形弯曲后工作性能变化,以平面微带天线为基础建模仿真了不同曲半径的柱面微带天线结构,将平面、不同曲半径柱面的微带天线仿真数据进行了详细分析比较。结果表明:当平面微带天线弯曲成柱面时,中心工作频率和10dB带宽均不会受到影响,但xz和yz截面上的增益会受到影响。由此得到矩形微带天线在不同曲半径柱面下工作性能的优劣,为曲面微带天线的研究和实用化设计提供了准确的理论与仿真依据。
文中针对厚均质靶板在抗穿甲过程中的倾角效应展开研究,选择29.6°/400mm的均质靶板进行了实弹射击试验,并建立仿真模型。利用ANSYS/LS-DYNA有限元对不同倾角条件下的均质靶板抗穿甲过程进行了数值模拟,得出垂直穿深相同条件下,均质靶板的倾角效应在抗穿甲过程中的影响。这些结论对指导今后武器装备试验具有实际意义。
灰色关联结果注重数据序列的整体性能评价,从算法设计上忽略数据序列细节。将灰色关联分析应用于仿真模型验证时,存在部分阶段不准确模型被大量其余阶段准确模型淹没的风险,针对这一问题,提出一种带看门狗机制的灰色关联模型验证方法,看门狗识别、吠叫和记录大差距序列数据,记录的数据结果可为后续模型修正提供细节基础,提高了模型验证的可靠性和细节可辨识度。最后,通过实例分析验证了改进模型的合理性和有效性。
针对旋转相位干涉仪测角解模糊传统算法在大模糊度时无法正确解算的局限,提出一种基于相位差变化曲线二阶差分信息解模糊的新算法。该方法根据余弦函数的连续性,利用当前点及前两点的鉴相相位差信息,按照最大似然准则,解算出当前点的正确模糊数。仿真结果表明,相比传统算法,该算法解模糊能力大大提高,其正确性和有效性已在工程实际中得到验证。
