针对采用捷联导引头的制导弹药受视场范围约束和末端角约束的制导问题,利用偏离追踪制导与圆弧制导相结合的方法,设计了满足多约束条件的制导律;通过研究并简化导弹的运动模型,利用视角控制与碰撞几何原理,获得了制导指令与视角控制指令;并通过数值仿真验证了该制导律的可行性,为全捷联制导弹药在多约束条件下的制导方案提供了理论基础。
在主被动雷达导引头目标跟踪过程中,为了有效融合主被动雷达导引头探测的信息进行精确跟踪,文中提出了用BP神经网络将主被动雷达导引头探测的信息进行分类,并通过模糊系统根据目标的机动大小调节神经网络的学习速率以及根据目标距离的远近调节融合中心的权值。通过仿真试验表明,与传统的目标跟踪方法相比较,具有更好的跟踪效果,证明了该方法是可行的。
针对已有评估方法存在的不足,提出一种基于Vague集的地面防空火力配系评估新方法。给出了各评价指标的模糊值表示及指标权重的计算方法,有效避免传统的专家打分法造成的主观偏差。在此基础上,应用Vague集多属性决策理论,建立了地面防空火力配系评估数学模型,给出了评价其优劣的排序方法。实例证明该方法评估结果准确,对指挥员科学决策具有一定的参考价值。
大长细比飞行器弹体对升力面非定常气动力存在干扰,在超音速阶段,不应忽略该干扰对整弹颤振性能的影响。文中利用核函数法计算升力面的非定常气动力,比较了单升力面、升力面与弹体、整弹情况下的广义气动力,结果表明,存在干扰体时,非定常气动力出现很明显的变化。在此基础上进行的全弹颤振计算表明,弹体干扰在非定常气动力和全弹颤振计算中不可忽略,弹体的干扰提高了整弹颤振临界速度。
针对传统空空导弹攻击区多项式拟合方法拟合模型固定,拟合精度较差等问题,提出一种基于遗传规划的空空导弹攻击区拟合方法。首先建立遗传规划空空导弹攻击区拟合模型,然后利用遗传规划算法对攻击区进行拟合,得到攻击区拟合多项式模型,最后通过非线性回归的方法对拟合得到的多项式模型进行回归分析,修正模型系数,得到最终的空空导弹攻击区拟合多项式。仿真实验证明了该算法比传统多项式拟合算法拥有更高的拟合精度。
为提高末制导精度,设计了一种RBF滑模制导律。根据滑模变结构理论推导了一种基于零化视线角速率的滑模制导律,分析了目标机动与切换项增益的关系,利用RBF神经网络对切换项增益进行在线估计,最后将所设计的RBF滑模制导律与滑模制导律、比例导引律进行仿真对比。仿真结果表明所设计的制导律能实时调节切换项增益,有效拦截不同的机动目标,减小了脱靶量并提高了系统的鲁棒性。
文中为了分析导弹末制导稳定性及其对精度的影响,首先研究了比例导引弹道稳定条件,提出了比例导引弹道稳定性设计和分析方法。其次,对直升机载反坦克导弹系统误差源进行分析建模,利用精度分析方法设计出精度分析系统。最后依靠高精度、高准确度的误差源模型及文中设计的精度分析系统进行大量数字仿真试验,得到置信度高的精度分析结果和末制导控制系统考核结果。
针对多无人机超低空突防的航迹规划问题,在分析约束条件和假设下简化为水平航迹平面规划。通过证明几何最短路径定理,研究单威胁情况下考虑最小转弯半径和攻击方位角限制下的最短航迹并计算导航点。其次讨论了突发威胁情况的航迹规避与调整,考虑多威胁圆重叠情况下的导航点坐标的推导,提出了一种新的多威胁规避最短切线逆推航迹规划几何算法,最后仿真验证该算法用于求解多威胁圆航迹规划问题的合理性和有效性。
为优化设计多约束条件下高超声速再入轨迹,研究了一种基于微分平坦理论的数值方法。引入独立伪控制输入及其始终为零的附加约束,扩展系统的微分平坦属性,将初始优化问题转换到平坦输出空间中,避免积分运算的同时降低了设计维度;采用样条插值参数化平坦输出,将平坦输出优化问题转化为非线性规划问题求解。仿真表明:该方法能够较快的设计出满足约束的再入轨迹,具有一定的工程参考价值。
针对使用基于网格划分策略的改进人工鱼群算法计算无人机路径规划问题中寻优精度与算法计算量的矛盾,提出一种改进人工鱼群算法,该算法引入自适应步长和执行概率自适应分段网格遍历策略。算法前期用较大步长全局搜索较优路径,后期用较小步长及网格分段遍历策略在较优解附近进行局部遍历得到更精确最优解。仿真结果表明所提改进人工鱼群算法比原始鱼群算法和自适应步长人工鱼群算法结果更精确、稳定,较基于简单网格划分策略的人工鱼群算法计算量更小。
对于高超声速飞行器而言,在进行航迹规划时需要考虑很多的约束条件,主要的约束条件是有限的转弯半径和最短的飞行路径。针对这些问题,文中设计了一种基于Dubins曲线的高超声速飞行器路径规划算法,并对算法的通用性进行了仿真分析。结果表明,本算法能够为飞行器在起始位置和终止位置之间规划出一条满足约束条件的最短飞行轨迹,并且能够避开雷达探测、激光武器威胁、电子干扰威胁等威胁区域。
针对火箭弹飞行过程中的尾翼展开强度问题,以某火箭弹尾翼为对象,通过尾翼展开过程的理论分析,建立了尾翼展开分析模型,分析了尾翼展开过程中展开角和转速随时间的变化关系以及所受外载荷情况。基于分析所得载荷条件,采用数值模拟方式分析了两种不同结构尾翼展开过程中与尾翼座形成冲击时的应力响应情况。通过外弹道飞行试验对分析结果进行了验证。结果表明,分析结果与试验结果具有较好的一致性。
质量矩拦截弹通过驱动变质心执行机构改变导弹质心,进而改变其姿态角,从而实现对拦截弹的机动控制。文中从质量矩拦截弹的动力学问题入手,建立了非线性动力学模型,并对变质心执行机构运动情况进行了理论分析及仿真研究,分析研究了引入变质心执行机构对拦截弹带来的转动惯量、力矩和状态耦合的影响情况,对影响拦截弹快速响应以及耦合特性的主要因素进行了分析,并进行仿真验证,为研究质量矩拦截弹的控制律和实际应用打下基础。
针对弹体侵彻过程中弹道偏转现象,开展了降低弹体弹道偏转效应研究。设计了一种锥形结构实验弹体,对其侵彻混凝土靶板过程中受力情况进行了分析,锥形结构弹体侧壁力矩有助于降低弹体侵彻过程的弹道偏转程度;采用130mm轻气炮开展了锥形实验弹体侵彻混凝土靶板实验,并与普通直杆形弹体侵彻结果进行了对比。实验结果表明,锥形弹体侵彻弹道的偏转程度小于普通直杆形弹体,锥形弹体在斜侵彻以及高速侵彻厚目标情况下,将有更好的侵彻性能。
根据弹载探测系统的探测要求,设计了一款毫米波介质阵列天线。将6个介质天线单元均匀安装在弹体侧向一周,通过波导馈电形成阵列天线。阐述了基本理论和设计方法,给出了设计尺寸。ANSOFTHFSS仿真结果表明,该阵列天线辐射方向图轴向前倾30°,周向方向图接近圆,且在37.8~38.9GHz的工作频段内VSWR<2,最高增益可达到11dB。该阵列天线适用于相关工程。
为了扩展EFP战斗部在新型智能弹药中的应用,设计了一种可成型一个主EFP和周向16个辅EFP的综合效应MEFP装药结构。应用AUTODYN软件研究了药型罩结构参数对这种MEFP战斗部成型效果的影响。结果表明:辅药型罩曲率半径和壁厚对辅EFP的形状和速度影响较大,辅EFP飞散角随辅药型罩倾角的增大而明显减小,合理选取各参数值,可获得动能较大、形状接近球形、飞散角小的辅EFP,从而提高毁伤效能。
为了提高引信传爆序列的可靠性,设计两种传爆序列结构。应用非线性有限元软件AUTODYN对两种方案传爆序列的可靠性进行了数值模拟分析,数值模拟结果表明:方案II提高了爆轰的可靠性,缩短爆轰转向时间,对装药间隙值要求相对较低。同时通过高温、低温和常温环境试验对比分析两种传爆序列结构的传爆可靠性,试验结果表明:同等样本条件下,方案I的传爆率为87%,而方案II可靠率为100%,方案II相比方案I传爆率提高了13%。该研究为产品工程化设计提供了指导和参考。
为研究离散杆和冲击波复合作用下对超音速导弹的毁伤效应,对离散杆战斗部冲击起爆和结构毁伤超音速导弹进行了仿真研究,获得了离散杆战斗部冲击起爆超音速导弹战斗部的临界距离以及弹目距离、交汇角对毁伤超音速导弹发动机舱的影响规律。结果表明:离散杆战斗部只有在杆条与冲击波的复合作用下,才可能引爆超音速导弹战斗部;离散杆战斗部杆条和冲击波叠加作用下对超音速导弹发动机舱的结构毁伤效应明显优于杆条独立作用下的情况。
文中基于MATLAB/GUI软件开发了一套用于典型末敏弹对抗的可视化仿真软件,通过人机交互界面输入典型末敏弹的初始参数、气象条件等,可获得末敏弹飞行过程的实时运动状态、红外辐射特性等,并给出了相应的干扰措施,仿真结果以表格或图像形式实时输出显示。仿真结果表明,本仿真准确地反映了末敏弹运动参数的变化,控制方便,可为末敏弹的研制、对抗及战术训练提供技术支持。
靶后破片对装甲目标内部环境构成巨大威胁,常规试验往往难以准确获取其运动飞行规律。文中在X光试验基础上,结合有限元数值仿真对典型射流垂直侵彻钢靶产生的初始靶后破片云进行了研究,分析了破片云特性及形成机理,在此基础上提出了靶后破片“虚拟原点”概念,并建立了初始靶后破片云数学描述模型,进而求解得到破片飞散角度与速度的关系,与仿真所得结果吻合较好,为靶后破片空间威力场建立奠定了基础。
为实现激光引信对雷达目标的探测识别,提出了基于多路窄波束激光测距的目标识别方法,建立了以测距值的突变来识别目标高度和宽度的数学模型;在光路数目一定时,通过求解探测平面内目标出现概率密度函数的Lebesgue积分,确定了使探测概率最大的最优光路间夹角,并对典型的弹目交会情形进行了仿真分析。结果表明,探测概率随导弹进入角的减小、目标天线高度的增加而增大,最优光路夹角呈中间密、两边疏的排列。
为了考察结构尺度对气泡射流动态特性的影响,利用AUTODYN软件,针对三种不同尺度的球形固壁面进行近壁面水下爆炸数值模拟计算。计算结果表明:壁面尺度越小,射流穿透气泡越早,气泡体积越小、越细长,射流速度越大,但射流宽度越小,射流冲击压力对壁面的作用越弱,压力产生的比冲量越小。研究结果初步揭示了结构尺度的减小不利于水射流威力的发挥,为打击小型目标的水中兵器战斗部威力设计提供有益参考。
研究单个破片冲击下圆柱薄壳装药的毁伤效应。采用12.7mm弹道枪、通靶测速仪和高速摄影机组成实验系统,进行1.0~1.7km/s速度范围内球形和圆柱形钢、钨合金破片对圆柱薄壳装药靶标的冲击实验,通过高速摄影捕捉装药受冲击瞬间的物理现象;对试验后未发生反应炸药进行扫描电镜(SEM)观察。据此,分析不同破片冲击下圆柱薄壳装药的毁伤效应,确立了不同破片冲击下圆柱薄壳装药的毁伤模式。
为研究激波起爆脉冲爆震发动机的性能,建立了其性能计算的简化模型和计算方法,计算分析了共振腔直径为90mm时,推力、耗油率等主要性能参数随共振腔进口气流参数条件及飞行条件的变化。计算结果表明,随着共振腔进口气流总压的升高,发动机推力增大,耗油率降低,而随着进口气流总温的升高,发动机推力减小,耗油率降低;随着飞行马赫数的增大,发动机的推力和耗油率增大,而随着飞行高度的升高,发动机的推力和耗油率减小。
为研究不同来流马赫数、进气道出口反压、攻角以及壁面温度等参数对进气道内流特征及性能的影响,利用Fluent软件对超燃冲压发动机进气道内流场进行数值模拟。结果表明,来流马赫数小于设计马赫数时,产生溢流,且马赫数越小,溢流越大;随着反压的增大,进气道隔离段下游有明显激波串形成且不断向上游推进,导致总压恢复系数减小;攻角对进气道性能的影响与来流马赫数的影响具有一定的相似性;壁面冷却对进气道附面层发展及入口处分离包的形成有着重要的影响。
为研究超声速燃烧室的混合特性,采用离散相模型对带有支板-凹腔组合结构的煤油超燃冲压发动机燃烧室进行了数值模拟,分析了凹腔长深比和凹腔后缘倾角变化对煤油混合特性的影响。计算结果表明,大长深比的凹腔构型增大了燃料的穿透深度,拓宽了煤油与空气的接触面积,从而使混合效率增加。后缘倾角为30°的凹腔较后缘倾角为45°的凹腔更容易卷吸主流中的燃料,增加燃料与凹腔内气体的质量交换。
为了研究射流总温与射流通道结构对喷管喉道面积控制的影响规律,文中对二元收扩喷管的气动喉道控制进行数值模拟,研究结果表明:增大射流总温能使喉道面积控制效率增大;对比两种采用不同射流通道的气动喷管,在低射流总压比下采用收敛型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高,在高射流总压比下采用收扩型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高;射流总压比增大喉道面积控制效率先增大后减小;由此归纳出射流速度增大能明显提高射流的喉道面积控制效率。关键词:二元喷管;气动喉道控制;射流通道;数值仿真
为探索多凹腔与交错尾部支板组合时对燃烧室性能的影响,运用有限体积法对乙烯喷注当量比0.6的燃烧室进行了数值模拟。通过对比不同长深比的凹腔串、并联对混合效率、燃烧效率、总压损失的影响,发现并联凹腔能通过更早的实现燃料与主流充分掺混从而提供更大的燃烧区;长深比为3.5的凹腔串、并联对提高燃烧效率效果不明显,长深比为8的凹腔串、并联能显著提高混合效率和燃烧效率,其中长深比为8的凹腔并联燃烧室性能较好。
为了研究过载对固体火箭发动机燃烧稳定性的影响,对Φ315发动机开展了数值计算和过载试验。通过对发动机进行三维两相流场模拟,分析了过载和无过载两种条件下发动机燃烧室内的流场和颗粒浓度分布特性;利用不稳定燃烧线性理论计算了两种条件下的增长系数,并根据线性稳定性判据评估了发动机的燃烧稳定性,与试验结果吻合。分析认为:过载引起的颗粒浓度分布变化是发生不稳定燃烧的关键因素。
根据一体化引信设计过程中对起爆控制算法和引战系统性能进行分析和评估的需求,设计开发了一体化引信引战系统数字仿真软件。该软件由参数输入、主程序、数据接口、引战配合性能分析和信息存储5个模块组成,介绍了软件各组成模块的功能和关键技术。该软件可对多种目标的弹目交会及引战配合过程进行可视化仿真和数字仿真,实现了起爆控制算法的引战配合效率评估,验证了起爆控制模型的正确性和有效性。
通过数值模拟方法,深入对比研究了高超声速情况下类乘波体机身带单垂尾、双垂尾、三垂尾3种典型尾翼布局的气动特性,并揭示了机身对尾翼的干扰流动机理。研究表明:从全机的气动性能角度分析,双垂尾布局气动特性最优;从尾翼的纵向气动性能角度分析,单垂尾布局下尾翼的气动特性较好。最后揭示了机身对垂直翼、倾斜翼和水平翼的干扰流动机理。文中的研究结果能够对高超声速飞行器的尾翼布局设计提供有价值的参考。
基于Adams软件对掠飞末敏弹的膛内运动过程进行了动力学仿真分析。考虑掠飞末敏弹的结构非对称性,重点分析了质心位置、转动惯量等结构因素对掠飞末敏弹膛内运动正确性的影响。仿真结果分析表明:弹丸结构非对称时,弹丸与炮膛间接触次数和受力大小均明显增大;弹丸质心位置改变造成接触力增大,初始摆动角增大;转动惯量改变时,初始摆动角增大。
无人机导弹发射过程中,导弹尾气流对无人机机翼产生一定的气动干扰,影响载机的安全飞行。本研究以Fluent软件中非结构动网格理论为基础,采用kw二阶湍流模型对不同挂载位置的导弹发射过程进行模拟,得出无人机导弹发射过程中,导弹尾气流使得机翼周围空气流场发生变化,飞机的气动性也随之发生改变,不同挂载位置下导弹的发射对机翼的气动性影响也有所区别。其研究结果为无人机机载导弹发射提供参考。
针对滤波处理所需时间长、准确建立误差模型难的问题,提出了仅对弹道落点预测偏差进行滤波的方法,给出了弹道方程及落点预测方程。关于弹道修正弹飞行过程中弹道经常发生突变及弹载计算机运算能力有限的问题,提出了基于渐消记忆滤波的自适应滤波方法,采用半实物仿真试验和飞行试验对该滤波方法进行了试验验证,结果表明该方法能实现实时滤波,弹道突变时滤波后的预测偏差可保持相对平滑,没有引起发散现象,实用性很强。
机载巡飞弹在大空域降高弹道起点和终点会出现弹体抖动和过渡时间过长的现象。文中分析了高度连续和速度连续的两类降高方案弹道产生这种现象的物理原因,从弹道优化设计的角度提出了一种垂向加速度连续的降高弹道设计方法。该方法可在不改变控制系统复杂度的情况下,实现降高弹道的平稳快速过渡,并减小降高段末端的高度冲出量。弹道仿真结果表明,该方法改进效果明显,可以为机载巡飞弹及其他类似弹药的弹道设计提供参考。
开展了多重网格技术在侧向喷流干扰流场数值模拟中的应用研究。采用修正的限制算子和回插算子,解决了多重网格技术在超声速/高超声速侧向喷流干扰流场模拟中的稳定性问题。使用全近似(FAS)格式和两重网格V循环,数值模拟了不同条件下的单、多喷流干扰流场,计算结果表明:应用修正算子的多重网格技术可以显著提高侧向喷流干扰流场计算的收敛速度,并且计算稳定性好。
随着信息技术快速发展,在炮弹落地测试仪器不好回收的情况下,研发了弹载遥测系统,针对遥测系统对天线的特殊要求,采用了理论分析、软件仿真、模拟实验相结合的方法,设计了S波段微带贴片天线,通过HFSS13软件进行仿真,并对仿真结果进行分析,进一步实现了对所设计天线的优化,确保天线方案可行,通过弹载姿态测试仪与天线联调模拟实验,验证了本设计可以应用于实际测试中,可以很好的完成数据的无线传输,实现对测试装置的监控。
为提高被动电磁装甲防护效果,研究了被动电磁装甲的电-热作用机理,建立了被动电磁装甲对均匀拉伸聚能射流的电-热作用耦合分析模型,进行了静态铜杆和运动射流温度场分布的数值分析。通过试验验证了耦合分析模型的正确性和可行性。运动模型的分析结果表明射流侵彻被动电磁装甲时,射流的熔化开始于速度为5.8km/s左右的射流中部,而气化和电爆炸现象发生在速度小于4.5km/s的射流尾部。分析结果也为被动电磁装甲的优化提供了研究基础。
在非高斯非线性的无源定位系统中,建立了一种基于相位差变化率的无源定位模型,提出了一种新的可控粒子数无源定位滤波(PCPLF)算法,该算法利用噪声均方差与有效粒子数之间的关系,通过自适应调节噪声均方差,将有效粒子数控制在一定的阀值范围内,使权值基本上服从均匀分布,能够避免粒子的严重退化,提高系统的定位精度及稳定性。最后通过计算机仿真验证了PCPLF算法能够有效提高定位精度及稳定性。
由于量测数据预处理以及通信延迟等因素的影响,集中式融合跟踪系统面临着无序量测的问题。针对低信噪比和无序量测情况下的微弱目标检测与跟踪,提出了一种基于无序量测和粒子滤波的检测前跟踪方法,然后将该方法的性能与顺序量测滤波方法以及丢弃无序量测方法的性能进行分析对比。仿真结果表明,该算法可以有效处理无序量测问题,实现对微弱目标的有效检测和跟踪,其目标跟踪精度接近顺序量测滤波的跟踪精度。
高分辨距离像(HRRP)分类是对雷达复杂目标分类的一种重要方法。标准的一对一超球面SVM多值分类方法需要训练k(k-1)个子分类器,计算量大、训练时间长,并且存在决策盲区,不适宜用来进行HRRP目标识别。为了减少分类器数量,提高训练速度,文中根据超球面的几何特征引入了一种“倒数对称”的一维隶属度,构造了模糊超球面SVM分类器,该方法仅需训练k(k-1)/2个子分类器,既提高了训练速度又解决了决策盲区,HRRP实测数据识别实验表明了该方法的有效性。
为了解决由于微动导致正弦相位误差的存在,传统的匹配滤波和Fourier变换不能获得聚焦的目标方位图像的问题。文中将压缩感知理论(CS)引入到微动目标成像中,对SAR微动目标回波进行AM-LFM分解,构造SAR微动目标回波的稀疏模型。并在利用CS理论进行成像时采用子孔径CS成像方法消除速度变化导致的图像散焦,对微动目标重新聚焦成像。仿真结果验证了改进算法成像效果。
多管火箭炮系统阻尼是系统动态响应的重要参数,对连射时序和射击间隔有着重要的影响。针对多管火箭炮的典型结构,从理论上分析了影响系统阻尼特性的典型因素,运用多体动力学方法建立的计算模型进行仿真分析,仿真结果与理论分析一致。研究结果表明发射装置起落架与回转体间约束副的摩擦效应、起竖油缸阻尼效应、部件的弹性变形对多管火箭发射时的阻尼特性有着决定作用,而金属结构的材料阻尼特性对发射时的系统阻尼影响较小。
现有的三轴磁传感器的标定方法对于设备的要求过高,系统不能够独立完成标定工作。针对此种情况,提出三轴磁传感器系统的在线标定算法,建立三轴磁传感器系统误差模型,采用椭球曲面拟合三轴磁场数据,利用递推法计算标定参数。达成了传感器系统本身在线独立完成标定的目的,并对在线标定参数的可信度提出了评价方法。通过实验验证了在线标定方法的有效性和在线标定参数可信度评价方法的有效性。
文中针对利用少量样本进行检验造成平均弹道一致性检验判据中正态特性发生变化等问题,利用正态性检验、稳健估计等统计学方法,对试验样本进行了预先检验和数据预处理,重建了检验模型,得出了新的检验方法,并对改进后的检验方法进行了验证,结果表明该方法具有更好的可靠性和适用性。
为研究装药在偏心起爆条件下的爆轰波传播特性,采用正交多狭缝扫描技术对装药表面的爆轰波传播过程进行观测,从两个垂直方向同时记录了多条扫描迹线,通过对实验结果进行分析,获得了爆轰波在狭缝交点处的传播速度及方向,并绘出了定向区域的波形演变图。结果表明,正交多狭缝扫描技术能够较全面地记录装药偏心起爆时爆轰波传播过程的信息,可以为爆轰波传播特性及波形变化规律的研究提供依据。
