针对高速飞行器飞行参数强时变、模型不确定性大等问题,设计了一种基于特征模型的在线姿态控制方法。首先,对输入空间进行模糊划分,通过聚类分析得到多个局部空间,在各子空间分别辨识其相应的特征模型后获得飞行器的在线控制模型;然后,以此模型设计滑模变结构控制器;最后,仿真结果表明该方法能较理想的实现在线自适应控制,保证系统具有良好的鲁棒性,且控制器结构简单宜于工程实现。
由于采样电路延迟、陀螺频率特性等原因,使得惯性测量组件中三轴陀螺输出呈现不同步的现象。文中从姿态解算方程出发,分析推导了当载体两个轴向存在不同输入相角的正弦晃动时,时间不同步误差对姿态解算影响大小,指出当输入相角分别为正交和同相时,影响达到最小和最大。分析了0~100Hz振动环境下,陀螺时间不同步误差的影响特性,并对惯性测量组件的设计环节提出了相应改进意见。
伸缩翼无人机能满足多种飞行任务需求,但当变形时,气动力与力矩过渡过程变化剧烈,需要一种鲁棒性较强的控制器来满足控制要求。文中采用LQG控制方法,能有效解决伸缩翼变形无人机的控制问题。文中首先对无人机仿射非线性模型进行线性化处理,随后针对线性化模型设计了LQG控制器,最后针对机翼伸缩过程策略伸缩翼非线性模型进行仿真,明确了LQG控制器方法的有效性和鲁棒性。
针对技术成熟度在我国的应用尚不成熟,指标权重难以合理确定的问题,结合战术导弹的系统组成结构建立了战术导弹技术成熟度评价指标体系,并提出了一种基于高维云模型的技术成熟度评价方法,构建了用于4~9级评价的高维云模型,通过仿真得到总体技术成熟度等级。某新型战术导弹研制过程中的应用算例验证了该方法的有效性。该方法对开展技术成熟度管理工作具有一定借鉴意义。
针对在杂波环境下,一般的高斯混合粒子PHD出现滤波精度不高、滤波发散的问题,提出了一种基于无迹变换的高斯混合粒子PHD。该算法在高斯混合粒子PHD预测的基础之上,采用无迹变换进行重要性采样,结合观测值对采样粒子进行更新,获得重要性密度函数,然后对PHD进行更新。最后,将该算法与高斯混合粒子PHD进行比较;仿真结果表明,该算法在有效提高高斯混合粒子PHD精度的同时,还能提高系统的稳定性。
研究了一种带有终端角约束的导引方法。推导得到了视线坐标系下目标速度方向与视线转率的关系,建立了基于终端角约束的拦截模型,并进一步设计了基于拦截模型非线性的双环滑模导引率,同时合理选择了滑模趋近率。仿真结果表明了这种导引方法能有效减小攻击角,减小脫靶量,很好的实现顺轨或逆轨拦截的目的。
针对SMC-PHD滤波算法精度不高、计算量大的问题,提出一种自适应的粒子局部概率假设密度滤波算法。该算法首先利用加速度协方差自适应调整波门大小,划分目标区域与杂波区域,然后在各自区域分别进行粒子概率假设密度滤波,以达到提高滤波性能,减少计算量的目的。仿真结果表明,与SMC-PHD算法相比较,本算法提高滤波精度并减少了计算量。
弹载信息系统作为武器系统的核心控制单元,其安全性越来越受重视。文中通过阐述安全性的概念,并以安全性的分类为基础,提出了一种融合了指令保护、提高自检覆盖、量程判别、SoC、存储器加扰等手段的安全性保障方法。该方法已经在型号研制过程中得到应用,不仅有效提高弹载信息系统的安全性,同时也提升武器系统的综合作战性能。
实际工程中,低成本导航系统的性能特点决定其不能在全姿态下工作,当空地导弹高空发射打击近程目标时,广义弹道成型中制导律(GTSGL)会导致下滑段弹体俯仰姿态角超出陀螺的测量范围。针对这一问题,文中在GTSGL的基础上通过增加姿态角约束修正项提出了带多约束条件的弹道成型中制导律。仿真表明,所提中制导律在满足中制导末端位置和角度约束的同时能够有效的限制弹体俯仰姿态角,在工程约束条件下具有更理想的中制导性能。
采用传统的静基座初始对准方法,箭载捷联惯导初始对准精度将受制于惯性器件的误差水平,而且若对准过程中受到阵风干扰,则会使对准精度进一步下降。为了实现阵风干扰下高精度初始对准,提出采用双位置初始对准方法,并采用多模型自适应卡尔曼滤波方法实现抗干扰最优状态估计。数学仿真结果证明,双位置初始对准精度明显高于传统的静基座初始对准,并且多模型自适应卡尔曼滤波可有效提高阵风干扰下的对准精度。
采用有限段法构建了考虑弹体弹性的导弹模型,在设置导弹有限段与发射筒刚体接触的条件下,假设流体载荷按周向余弦分布,将横向流对导弹的影响等效简化为各有限段上下端的集中力载荷,对导弹的水下垂直发射过程进行了动力学分析,结果表明,导弹关键截面的受载特性以及姿态特征与试验结果基本一致。这验证了所建模型合理可信,同时也为导弹刚强度设计的载荷预测和弹道规划的姿态估算提供了有效的方法。
为分析无伞末敏弹稳定翼片对弹体阻力系数的影响,设计了高塔试验对不同尾翼结构参数末敏弹进行研究。文中设计一种“S”型尾翼作为无伞末敏弹的减速装置,进行了不同翼片结构尺寸末敏弹的自由飞行试验,得到不同尾翼组合末敏弹的阻力系数,分析了尾翼结构参数对阻力系数的影响。并对试验用弹进行数值仿真分析,结果发现,试验值与仿真值吻合良好。
装备作战效能评估是武器应用的理论基础,文中提出了橡皮碰击弹非致命效能评估方法;分析了橡皮碰击弹的结构设计及使用性能,建立了以非致命为核心的综合效能评价指标体系;采用最优传递矩阵改进层次分析法,结合模糊综合评价法解决了橡皮碰击弹非致命效能评估问题;评价结果与实践应用相符;为该弹的应用提供了理论支撑,也为其他非致命武器评估提供了一种思路及方法。
为研究正态散布时火箭子母弹毁伤概率的计算问题,首先用概率分析的方法建立相关射击对目标毁伤概率的计算模型,然后用“化四个象限积分为一个象限积分”方法将相关射击火箭子母弹对目标毁伤的全概率表达式转化为在第一象限的积分表达式,并给出了具体计算步骤,最后通过算例结果分析得出火箭子母弹毁伤概率计算时网格划分的大小可取为H=0.4。
为了为某无柄手榴弹总体及其引信设计和运用提供参考,以仿真得到的空气动力特性参数为基础,通过数值求解该无柄手榴弹外弹道质心运动方程,得其外弹道特性。手榴弹在空中飞行时会翻滚,其外形应尽可能设计成球形,质心应位于或靠近阻力中心。最大投掷距离对应的出手角度为42°~45°。手榴弹外弹道与真空弹道差异较大。高原最大投掷距离明显增大,但全飞行时间增长较小。
为了动态的评估导弹在HPM毁伤效应下的截获性能,提出了一种基于弹目相对空间位置截获计数的方法,基于HPM对导引头毁伤效应模型以及导弹全数字飞控仿真系统,通过蒙特卡洛仿真建立了截获性能和HPM功率密度以及弹目相对位置的定量关系。分析及仿真结果表明,新方法易于体现仿真过程的动态性和随机性,便于同一场景下不同实验结果的累积统计,可以合理评估截获性能和攻击距离的关系。
为保证反坦克火箭武器系统的首发命中率,需要为简易火控分配合理的精度指标;文中运用误差分析理论对某反坦克火箭简易火控的各项精度指标进行分析计算,得出各项精度指标对系统首发命中率的综合影响;并通过定量对比分析,提出简易火控精度指标的优化方案。
由于爆炸场的环境特殊,从而使测量的温度比实际要偏低。故研究热通量与温度的关系,通过测量热通量得到更加准确的爆炸场温度。论文从理论上研究分析了热通量与温度之间的关系,通过测试系统对爆炸场的热通量和温度进行了实际测量,并进行了实验分析。最终得出通过测量的热通量换算得到的温度比直接测量得到的温度更能真实地反应爆炸场的爆温。
为分析使用砂弹代替实弹进行立靶密集度试验的可行性,分别在弹丸改装前后进行了特征量测量,应用K-S检验法确定了弹丸改装前后的特征量均服从正态分布。在此基础上,利用独立样本T检验方法分析得到弹丸改装前后存在显著差异的特征量是极转动惯量。并以千米立靶密集度试验为例,通过4D弹道模型仿真计算和实际射击试验验证,证明砂弹的特征量分布特性不会对千米立靶密集度造成显著影响,可以使用砂弹进行立靶密集度试验。
为提高捷联惯导间接解析粗对准抗线干扰能力,分析了常用频域数字预滤波算法对线干扰的改善效果和局限性。在此基础上,设计了一种基于时域内多项式回归思想的无时延抗线干扰算法,并同频域数字预滤波算法仿真比较,验证了算法有效性。仿真结果表明:该算法可有效抵抗对准过程中的不同类型线干扰影响,对突变型线干扰的效果更优,算法简单,无时延,可在较短时间内满足进入精对准过程的精度要求。
为进一步探索燃烧室中等离子体助燃的效果,建立圆筒形实验燃烧室模型,利用Fluent软件对等离子体助燃条件下甲烷/空气混合气燃烧过程进行了数值仿真。通过改变当量比、电离度及进口气流速度,计算得燃烧室内温度流场分布。结果表明,等离子体助燃能增大火焰传播速度,提高混合气燃烧温度;非化学恰当比状态下等离子体助燃的燃烧温度下降;富燃时助燃效果比贫燃时强;增大电离度或减小进口气流速度,等离子体助燃效果增强。
根据平行层燃烧理论,推导了多种药型燃烧面积随燃去肉厚的变化规律。分析了星孔型药柱、车轮型药柱、套管型药柱和短管型药柱的减面性。结果表明,星孔型药柱和车轮型药柱的减面性大,且减面性可调范围大,套管型药柱和短管型药柱的减面性小。减面性较小时,优先选用短管型药柱。星孔型药柱的星角数和车轮型药柱的轮臂数相同时,相同的减面性,星孔型药柱的装填系数和肉厚系数都大于车轮型药柱。减面性较大时,优先选用星孔型药柱。
针对微小型固体火箭发动机点火过程出现的未点燃、点火延时过长等问题进行了理论与试验研究,得到了微小型固体火箭发动机篓式点火器结构的点火药量计算改进公式。研究结果表明,对于微小型固体火箭发动机,点火效率明显偏低于常规发动机,在应用常规点火药量计算公式时,应考虑效率影响因素;另外,对于相同的点火药量,环状药片式结构优于药粒式结构。
为获得EPDM材料不同应变率下的力学特性,文中利用万能试验机与分离式霍普金森压杆(SHPB)装置完成静态和动态压缩实验,并对动态实验数据进行有效性检验。基于所得不同应变率下的应力应变曲线,发现EPDM是一种率敏感材料,产生相同变形时所对应的应力随应变率的增加而增加,但当达到一定高应变率时,应变率敏感性会减弱;且材料在大应变时会出现硬化现象,应力增幅变大。
为了确定点火具点火时间的精度要求,并进一步选择点火具定时技术原理,应用火箭增程弹质点外弹道学理论,解算了火箭增程弹外弹道质心运动微分方程组,得到了射程随火箭增程发动机点火时间和射角变化的规律。火箭增程弹点火具点火时间精度越高,弹丸射程散布就越小,近似呈线性关系。以155mm口径加榴炮底排火箭复合增程弹为例,点火具点火时间精度在±1s以下时有可能满足弹丸最大射程精度要求;而在±1s以上时,难以满足弹丸最大射程精度要求。点火具宜优先采用电子定时技术原理。
为了提高火箭增程弹射表编拟和弹道仿真的精度,文中利用样条函数与参数微分修正技术构建弹道时变参数整体辨识方法,给出了发动机标准特性参数与非标准特性参数的转换模型,实现了从多普勒雷达径向速度数据获取发动机动态推力。射表编拟实践和仿真验证表明,该方法有效、可行。
为分析小支板后喷射燃料在超燃燃烧室中的流动特性,运用数值模拟的方法研究了小支板对增强乙烯与主流掺混的作用规律。对比分析不同支板构型对燃料掺混的影响,发现支板增强掺混的机制主要在于在支板后方形成流向涡与低压区,前引导面与支板后缘面是影响混合性能差异的主要原因;前引导面面积越大来流产生的激波偏转角越大,支板后方产生涡量值更大的湍流区,但会带来更大总压损失;后缘面面积越大,支板后低压区范围越大,燃料穿透深度越大,混合效率越好。
为了能利用自翻转技术实现导弹越肩发射,文中采用CFD技术研究细长体和舵身组合体的超大攻角气动力特性,采用动网格方法模拟导弹自动翻转掉头过程,分析了导弹自翻转的翻转条件和受力情况,揭示了细长体翻转自稳定现象,得到了舵控对翻转过程的影响,验证了自翻转越肩发射的性能技术指标,仿真结果为采用自翻转技术来实现越肩发射的导弹总体设计和控制设计提供了参考。
为准确模拟内装式空射运载火箭箭机分离过程,得到载机扰动对内装式空射运载火箭箭机分离的影响规律,利用混合网格技术完成了空射火箭箭机分离初始状态计算模型的建立,且与传统非结构网格生成的计算模型相比具有较高的计算效率。通过动网格技术研究了载机扰动的情况下箭机分离过程的分离特性,并通过对比,结果表明,载机扰动的影响具有一定的区域性,且对箭机分离过程产生不利的影响。结论可为进一步研究空射火箭箭机分离过程的安全性与稳定性提供了一定的参考。
为了提高榴弹的射击精度和密集度,设计分层三片式阻力修正机构并验证其可靠性;利用计算流体力学软件对不同弹丸模型进行绕流流场数值模拟,获得其气动力参数;建立基于地面坐标系的质点弹道模型,对弹道修正弹的射程修正能力进行数值计算。结果表明,阻力修正机构能够顺利展开且同步性较好,可以提供51~220m的有效射程修正能力。研究结果可以为一维弹道修正技术研究和工程应用提供帮助。
针对某带卷弧翼的弹箭气动外形,文中利用CFD软件对其卷弧翼滚转特性进行了研究,分析了不同正斜置角及后缘凸面斜切凹槽对卷弧翼滚转特性的影响,结果表明:在卷弧翼上增加正斜置角及后缘凸面斜切凹槽对卷弧翼的滚转特性的影响显著,通过卷弧翼+正斜置角+后缘凸面斜切凹槽的组合设计,能够最终获得满足总体指标要求的滚转特性。
运用数值模拟方法计算了不同外形尺寸对某7.62mm枪弹阻力特性的影响规律。分别计算枪弹在不同头部、尾部尺寸及带刻痕时阻力系数随马赫数的变化,并与标准枪弹外形尺寸下的阻力系数变化规律进行比较。计算表明:头部圆弧直径越大即头部越锐长,阻力系数越小;在一定范围内,尾部锥角越大,阻力系数越小;头部圆弧部的影响大于尾部截锥体的影响。带刻痕时枪弹阻力系数大于标准弹的阻力系数。
文中通过求解N-S方程对带斜喷动力导弹横向喷流干扰进行了数值模拟。研究了横向喷流干扰流场和斜喷动力流场的波系结构和涡系结构,分析了攻角和来流马赫数对横喷流场结构和表面压力系数分布的影响,并研究了横向喷流干扰效应的变化规律,结果表明横喷位于迎风侧时喷流干扰力对喷流推力起减小作用,位于背风侧时当攻角稍大时喷流干扰力则对喷流推力起放大作用;而横喷位于迎风侧和背风侧时喷流干扰力矩均对喷流力矩起放大作用。
为了某亚音速末修火箭弹弹道修正设计和分析提供参考,应用空气动力学理论推导了弹丸阻力系数与攻角和弹丸形状参数的关系式,并用FLUENT软件仿真得到该火箭弹在攻角0°~14°、马赫数0.2~0.9、阻尼翼张开与否条件下阻力系数。仿真结果表明所得理论公式用于该亚音速末修火箭弹非零攻角下阻力系数估计时,相对误差绝对值最大是16.56%,相对误差绝对值的平均值最大是9.97%,可用于弹药工程设计.
为实现对临近空间高超声速飞行器的有效拦截,文中提出了多对多饱和拦截策略。首先采用实时在线的遗传算法寻优,对拦截武器系统进行动态任务分配。其次,基于滑模变结构控制理论,设计了4-D(三维几何空间与时间)协同制导律,控制拦截的弹着时间基本相同,在拦截末段,采用纯比例制导律,控制拦截弹对目标实施高精确协同打击。仿真结果表明,该拦截策略可以对临近空间高超声速飞行器目标进行高可靠度拦截和高精确度打击。
针对塔康信标天线旋转频率存在偏差而使方位估计性能降低的问题,提出采用二阶泰勒展开估计扫描频率,利用估计后频率进行方位解算,提高了估计精度,但该算法受噪声影响较大。针对存在的问题,给出了基于频偏二次曲线拟合的方位估计方法。仿真结果显示,采用二次曲线拟合估计频偏受噪声影响较小,方位估计误差明显小于直接估计,且该算法估计性能稳定,易于工程实现。
低成本无人机空速测量压力传感器易受外界干扰,导致测量结果产生偏移,直接影响无人机飞行安全。文中提出了两种实用的空速测量偏移在线校正方案:1)利用地速测量信息与无人机航向姿态信息,以空速测量值为观测量,实时估计空速测量偏移与当地风场实现在线校正;2)无人机无法获取真航向,在方法1)中加入对真航向的估计,实现空速偏移的在线估计与校正。通过MonteCarlo仿真与实际飞行验证了算法的有效性,并对算法的可观测性进行了分析。
针对预警机多目标优先级的排序问题,提出一种改进的层次分析(IAHP)的排序方法.通过量化各影响因子,建立关于影响因子属性值及其权重的目标优先级函数.基于区间数判断矩阵思想,对权重进行上下限及可能值的分析,提出一种新的权重求解模型,并通过引入遗传算法,求得了各权重值.改进方法消除了1~9标度法求解时的主观性和随意性.最后通过仿真实例,求出目标优先等级,并结合真实态势的要求,验证了文中方法的有效性与可行性.
文中对准连续波雷达信号处理算法进行了多处改进,合理设计多级滤波器抽取比,使A/D采样直流延拓分量影响最小化;通过简单移位及加法运算实现抑制度达80dB以上的高通滤波器;为提高系统抗干扰性,创新性的设计了具有免混频系数特性的双数字下变频方案。基于Xilinx公司XC4VSX55器件,整个设计完成了所有雷达信号处理算法及对外接口控制功能,资源占用情况比传统方案减少30%以上,同时依然保持良好的性能,尤其适合低复杂度小型弹载雷达系统。
为了给无人机故障预测与健康管理方法的有效性验证提供一个可靠的测试床,设计了一种基于无线传感器网络的故障预测与健康管理原型系统。提出了传感器节点连通与覆盖模型,实现了机载传感器无尺度拓扑网络构建成本的最小化。基于能量有效性,以实现传感器节点组网为目的,提出了动态非等分时隙MAC协议和无尺度单-多跳混合路由协议。为了实现监测信息、交互管理与决策的共享,实现了嵌入式Web服务器功能。
针对现有区截测速系统不确定度的评定方法没有考虑被校系统动态特性的问题,基于统计学原理分别研究了影响区截测速系统速度测量不确定度各因素的评定方法,建立了区截测速系统速度测量不确定度的评定模型。选用外弹道飞行特性优良的某型“标准”弹道枪为速度源进行多发校准实验,采用上述不确定度的评定模型对实验数据进行分析,获得了被校区截测速系统速度测量不确定度的值,说明该评定模型具有一定的工程意义。
文中介绍了一种使用横向安装在弹体上单轴磁强计测量的数据,来辨识旋转弹体的旋转速率、锥进速率、半锥角的方法。这种方法也可用于辨识弹体角动量矢量和当地磁场矢量之间的角度和当地磁场的密度等几个参数。文中先建立一个能表征弹体旋转运动的数学模型,再使用的组合优化策略来优化,主要优化方法是遗传算法和梯度优化算法,目的是引用遗传算法的全局优化特性和梯度优化算法局部区域的搜索能力。通过试验验证了该方法的可行性。
针对遥测振动信号频域成分复杂、非平稳非线性和强噪声特性,提出一种基于多尺度谱峭度图的遥测振动信号异常检测方法。首先对采集到的信号进行零漂修正和趋势项消除,然后利用自适应分解方法对信号进行自适应多尺度分解,依据谱峭度筛选出异常频率所在频带的分量;接下来利用筛选出的分量做时频分布,对时频分布进行多尺度划分,计算相应尺度频段内的谱峭度值并画出谱峭度图,依据峭度最大原则选取滤波频段;最后利用CZT变换对滤波后的信号进行频谱细化,进而获得振动信号的异常频率。仿真和实测数据验证了该方法的有效性。
针对低空多径干扰下多重信号分类算法(MUSIC)角度估计精度不理想和谱峰搜索运算量大的问题,提出基于萤火虫算法的改进MUSIC算法(GSO-IMUSIC)。通过将接收信号协方差矩阵重构为Toeplitz矩阵消除多径相干影响,分析采用小生境遗传算法(NGA)、粒子群算法(PSO)降低运算量的不足,利用萤火虫算法(GSO)搜索空间谱函数峰值。仿真结果表明,与NGA-MUSIC和PSO-MUSIC算法相比,在降低运算量的同时,GSO-IMUSIC算法能较好克服多径干扰,角度估计精度更高。
为了摒弃传统的偏心测量方法,减少对弹体损伤,提高弹箭偏心的测量效率,文中介绍了弹箭偏心测量的基本原理及计算公式,对偏心自动测量装置滚转驱动部件和调平部件进行了详细设计计算;提出了采用摩擦传动的原理驱动弹体运动,配合编码器实现弹体精确转动90°,并介绍了减少误差的措施。给出的试验结果表明,该系统完全满足弹箭高精度偏心测量的指标要求。该设备测量范围广,操作简单,特别适用于规则弹箭偏心的测量。
动态海洋背景的红外仿真是实时红外战场仿真中的重要部分,具有重要的应用价值。文中提出了一种新的动态红外海洋场景生成方法,实现了逼真的海面实时仿真。采用法线图生成海面的波浪纹理。引入基于GPU运算的着色器编程实现海面的动态渲染。在着色器中,根据海面像素法线向量计算海面辐射特性、辐射强度和辐射方向。为构建大面积海洋场景,提出了基于探测器坐标检测的海洋模块的调度策略。实验证明,场景能够逼真实现中波段海面光斑和鱼鳞波效果,并且帧速能够满足实时性仿真要求。
为更准确检验与评估采用被动微波/红外复合制导模式的舰空导弹制导系统性能,需要对影响制导精度的主要因素进行深入分析。文中建立了被动微波/红外复合制导系统精度一般模型,通过对实际复合制导失利案例的详细分析,研究了被拦截目标的微波辐射特性与红外特性对该类复合制导系统精度的具体影响,指出影响该类制导系统精度的主要因素为目标微波辐射特性和红外特性,从而为制导系统和实际试验鉴定中目标特性的设计提供参考。
