针对航天器姿态确定的高精度要求,提出一种基于最优递推四元数估计/容积卡尔曼滤波(REQUEST/CKF)的姿态估计器。该方法将最优递归四元数估计(REQUEST)方法和容积卡尔曼滤波(CKF)结合起来,用最优REQUEST方法确定的姿态四元数直接作为CKF滤波器的观测量,由CKF滤波估计陀螺漂移来补偿系统模型误差,从而提高了姿态确定的精度和收敛速度。仿真结果说明了方法的有效性。
为了使导引头伺服控制系统各参数达到最优,提出了一种多参数优化设计方法。文中采用MDO技术,在ISIGHT软件环境下集成导引头多体动力学模型和控制系统模型,以时间误差积分(ITAE)作为优化目标,利用多岛遗传算法(MIGA)完成了对导引头伺服控制系统各参数的优化。仿真结果表明,采用该方法能够使导引头伺服控制系统具有更好的性能指标,具有很好的应用前景。
针对某导弹弹射装置在进行多体系统动力学仿真时,结构的弹性变形和挂钩细节接触碰撞均会影响导弹分离参数的问题,文中提出了一种含挂钩机构的导弹弹射装置的刚柔耦合多体动力学模型。基于弹性变形理论和多体动力学理论,利用PATRAN和ADAMS软件完成弹射装置刚柔耦合模型的建立和仿真,并对其参数进行敏感性分析。仿真结果表明,结构的弹性变形、导弹质心位置、导弹质量和作动筒的气源压力都会影响导弹分离姿态。
防空导弹毁伤目标的性能不断增强,传统基于质点的空中目标模型不能很真实的体现目标各项性能,跟踪效果不理想。针对这个问题提出一种基于刚体的六自由度模型。这种模型不仅具有三维的位置信息,还有三维的姿态变化信息,并根据空中目标的特点简化计算。仿真结果显示,这种方法有更高的跟踪精度和稳定性,且不易丢失目标,并能更好的体现目标各方面状态。
亚音速隐身巡航导弹已经成为美军重返亚太地区的重要杀手锏武器,对我国东南沿海地区的防空系统构成了巨大的威胁。文中从整体概况上分析了便携式防空导弹射击亚音速隐身巡航导弹的可行性,再从目标易损性、弹目交会情况、拦截毁伤概率等参数指标着手,建立数学计算模型,运用Matlab仿真分析便携导弹在不同攻击条件下对该型巡航导弹的毁伤概率,得出第三代便携导弹具备拦截美军亚音速隐身巡航导弹能力的有效结论,从而为部队作战训练提供参考。
舰载导弹电磁垂直发射系统是一种具有重要应用前景的新概念舰载导弹发射系统,电源系统是其中的研究重点,通过分析舰载导弹电磁垂直发射系统的原理、组成及工作流程,针对电磁线圈发射舰载导弹指标的需求,研究并得出了发射器发射能量、发射器效率、充电电压与电容量关系,通过仿真计算完成了充电机参数的设计,增强了舰载导弹电磁垂直发射系统的舰载电源的可靠性,为其工程化提供了支持。
在有限的子弹空间内布置各引信机构是随机起爆子弹引信设计的关键和难点,根据某随机起爆子弹药的工作要求,在研究引信工作过程的基础上,设计了由降落伞、保险筒、尾翼、扭转体和扭转簧组成的空气动力保险机构,并对扭转簧8个参数进行了理论计算,结合工程实际,得出了扭转体解除保险时间。结果表明,所设计的随机起爆子弹引信空气动力保险机构科学合理。
弹药命中装甲目标的位置对其毁伤性能的评估具有重要参考价值。为了更好的评估末敏弹的毁伤性能,文中采用蒙特卡洛法对末敏弹的命中位置进行仿真,并结合各个参数对命中点的影响进行了分析。仿真结果表明水平方向的风和伞的摆动对末敏弹的识别率影响较大,滚转角和EFP战斗部散布是造成脱靶的主要原因。文中研究结果对末敏弹性能评估和改进提供了有价值的参考。
为提高末敏子弹稳态扫描段的整体性能,设计一种由旋转伞和圆形减速伞构成的组合伞系统。基于ADAMS软件,对2种旋转伞-末敏子弹系统进行多体动力学建模,计算零初速自由下落过程,并通过伞塔试验验证模型的正确性。模拟2种系统的稳态扫描过程,得到弹道特性并进行对比分析。结果表明:双伞-子弹系统具有更好的整体运动性能,稳态落速低,滞空时间长,在地面形成更密集的扫描轨迹。
为了对抗具有强抗干扰能力的脉冲多普勒引信,通过分析脉冲多普勒引信的基本工作原理,确定了有效干扰脉冲多普勒引信的基本条件,在此基础之上,提出了基于DRFM的循环转发干扰以实现对脉冲多普勒引信的欺骗干扰。为了验证该方法的有效性,设计了仿真实验,仿真结果表明该方法产生的干扰信号满足有效干扰脉冲多普勒引信的基本条件,基于DRFM的循环转发干扰能够有效干扰脉冲多普勒引信。
为分析新型钝感炸药2,6-二氨基-3,5-二硝基吡啶4–氧化物(ANPyO)的热响应规律,利用Fluent软件建立了带壳炸药烤燃模型,对ANPyO在不同升温速率下(1℃/min、2℃/min、10℃/min、20℃/min、80℃/min、140℃/min)的烤燃情况进行了数值仿真模拟,并与钝化黑索今(RDX)进行了比较。结果表明:随着升温速率增大,炸药点火时间缩短;在同一个升温速率下,ANPyO的点火时间是钝化RDX的1.6倍左右,点火温度比钝化RDX高出145℃左右,可见ANPyO热刺激钝感于钝化RDX。
为了克服传统弹载飞行控制器软件开发模式中存在的问题,以及对代码生成技术进行验证和确认,将代码生成技术用于弹载飞行控制器软件实现。以某型反坦克导弹飞行控制模型为实例,利用EmbeddedCoder工具,按照开发流程进行了自动代码生成。对生成的代码执行结果和仿真计算结果进行对比,结果验证了从模型生成的代码与模型仿真计算结果的一致性。
为了给引信弹道炸分析和火炮多级炮口速度设计提供弹道环境参考,建立弹丸攻角微分方程,分析了弹丸追随稳定性、尾翼弹静稳定性和旋转弹陀螺稳定性,得到描述变号装药火炮弹丸飞行稳定性的攻角与炮口速度的函数关系。结果表明:无论是尾翼弹还是旋转弹,对于同一火炮而言,在射角相同的情况下,炮口速度低的弹丸飞行稳定性不如炮口速度高的。此外,炮口速度为跨音速情况时,旋转弹丸飞行稳定性也不易保证。
针对靶场试验无法准确获得穿甲爆破弹对有限厚度钢筋混凝土靶的极限贯穿速度问题,在分析弹丸侵彻有限厚度钢筋混凝土靶破坏特点基础上,进行不同弹着点位置的弹丸穿靶仿真计算。通过对比靶场试验和仿真计算结果,得出该穿爆弹对300mm厚钢筋混凝土靶的极限贯穿速度为250m/s。此外,在常见的计算钢筋混凝土极限贯穿速度经验公式中,美国陆军公式计算结果准确可靠,可用于实际工程中预估穿爆弹对钢筋混凝土靶极限贯穿速度。
在筒内发射过程中,末敏子火箭弹的质量和质心位置随时发生变化,为研究末敏子火箭弹在筒内发射过程中的运动规律,采用Kane方法建立火箭弹在子弹筒内运动的约束期动力学模型,并对该模型进行Simulink仿真,得到在一定的落速、转速和初始扫描角条件下末敏火箭弹在发射过程中空间位置和姿态的变化规律。发射过程中稳态扫描角改变量与初始扫描角成正比,与发动机喷气的质量流率成反比;发动机推力偏心矩方向的随机性引起火箭弹扫描角的散布。
为形象表达烟幕弹的威力范围,提出了烟幕有效遮蔽区域的概念,通过计算烟幕弹的烟幕面密度、烟幕弹对毫米波末制导雷达的遮蔽面密度,得到烟幕弹对毫米波末制导雷达有效遮蔽区域的计算模型,通过实例仿真后,分析了不同条件下有效遮蔽区域的变化规律,从而得到单发烟幕弹的最大遮蔽方向在目标与烟幕弹连线方向等一系列结论,同时验证了用有效遮蔽区域表示烟幕弹威力范围的正确性。
为解决近程分布源下引信欺骗干扰抑制问题,提出了联合盲分离和正交投影的抗干扰算法。针对伪码引信,利用接收信号互相关后首个峰值位置构造正交投影矩阵,通过正交投影滤除干扰;针对LFM引信,SMSP干扰与LFM信号的不相关性,先利用盲分离滤出干扰,再用干扰信号构造正交投影向量以得到回波。仿真结果表明,算法具有良好的干扰抑制能力,当SMSP干扰重复周期小于5µs时,分离干扰相似度大于92%,当分离干扰相似度大于82%时,正交投影后干扰信号即被滤除。
为了分析锥体底部直径,喷油口直径以及当量比对旋流冷壁燃烧室的影响规律,应用雷诺应力模型(RSM)对该燃烧室燃烧特性进行了数值模拟。结果表明:旋流冷壁燃烧室能够利用内外双旋流实现壁面冷却的作用,喷油口直径与锥体底部直径比例较大时将导致局部冷壁效果失效,但并非两者比例越小冷却效果越好。合理的锥体底部直径与喷油口直径匹配关系能够实现较宽的工作范围,文中合理的组合是锥体底部直径15mm,喷油口直径5mm。
针对空空导弹安全使用寿命问题,对国内外固体火箭发动机使用寿命评估方法进行了总结,并以AIM-120空空导弹为例,详细说明了该空空导弹发动机贮存寿命和挂飞寿命的评估过程。结合目前国内通常采用的发动机寿命评估方法及空空导弹发动机延寿时采用的方法,对比了国内外的技术差异。结果表明:应进一步完善发动机寿命评估方法体系,加强固体推进剂在交叉载荷作用下的力学性能研究,完善装药结构完整性理论,发动机交付后应同时开展发动机使用寿命监测计划。
为了研究舰艇巡航时运动以及所经海区温度载荷对舰载固体发动机装药的影响,建立了舰艇运动模型和所经海区的温度变化模型;采用有限元技术计算了装药在这些载荷下的应力、变形和温度分布。结果表明:装药在舰艇动载荷的作用下,出现了较为严重的应力集中和变形,温度载荷对装药的影响不大;但是在舰艇动载荷和温度载荷的耦合作用下,叠加的集中应力有可能超过人工脱粘的许用应力而破坏脱粘层导致发动机故障。
大部分反坦克导弹采用自由装填装药固体火箭发动机作为动力装置。这些导弹在发动机点火瞬间出现了与人们经验思维相背的后坐现象,且因后坐过载量值较大致使部分弹载部件失效,造成飞行试验失败。为了解释这种“异常”现象,研究后坐过载量值与哪些因素有关。文中开展了机理分析,建立了分析模型,进行了计算分析,并与相关试验结果对比,形成了结论性意见和建议,期望达到指导该类型发动机点火具设计以及弹载易损部件缓冲设计的目的。
为探究第三钝体对双凹腔先进旋涡燃烧室内部冷态流动特性的影响,通过数值模拟其冷态流场,研究了不同钝体结构参数对燃烧室总压损失及旋涡结构的影响;在已有的最佳两钝体结构基础上增加第三钝体,采用改变来流条件的方法,研究了流速度对旋涡燃烧室流动特性的影响。结果表明,第三钝体的几何尺寸及来流速度变化对燃烧室内部的流场影响显著。
为了对复杂三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程进行深入研究,基于FLUENT软件的UDF模块,进行了三维双燃速装药固体火箭发动机工作过程的数值计算,并与实验结果进行了对比,结果表明:星型段的点火相对圆管段存在一定点火滞后;采用纯六面体结构网格结合弹性光顺法、动态分层法及局部网格重构法可以实现近似的三维双燃速装药燃面推移过程计算,但仍需在非结构网格结合局部重构法方面进行深入研究;总的来说,仿真结果与实验结果符合较好。
针对弹道目标信号分量多、噪声敏感性强以及各散射点强度变化范围大的问题,提出一种新的弹道目标微多普勒特征提取算法。在滑动模型的基础上,首先在时域进行GSWD变换,然后通过Viterbi算法依次提取出各信号分量,最后利用逆S变换在时域内重构信号来实现降噪,并运用求和平均误差补偿方法求出目标的微多普勒信息。结果表明,该方法抗噪性好,较为准确的提取出弹道目标的微多普勒参数。
针对外弹道测量数据质量情况,拓展数据质量评价标准,提出了用分布偏度与峰度的分析方法描述数据质量状态。通过对跟踪测量数据进行分析验证,证明运用该方法可有效、直观的定量、定性的确定数据质量情况,为跟踪测量数据的使用提供了可靠性评价及使用决策。
针对低旋尾翼式脉冲末修弹脉冲冲量及其距质心距离参数的设计问题,建立了脉冲控制力及力矩作用下的六自由度弹道模型,推导了脉冲引起的速度偏角及弹轴摆动角速度的变化量,对脉冲扰动后的复攻角方程进行了解析求解,分析了脉冲对攻角运动的影响,并提出了脉冲冲量及其距质心作用距离约束条件。仿真结果表明:脉冲冲量及其距质心距离取值不当会造成飞行失稳,而根据建立的约束条件来取值,能有效控制最大攻角,保证飞行的稳定。
通过数值方法研究了平板上由钝舵与单股喷流引起的超声速流耦合干扰的流场特性。以喷口距钝舵侧表面的距离为变化参数,根据流场特点,分为强耦合干扰和弱耦合干扰两种情况进行了研究。强耦合干扰时,喷流的弓形激波和分离激波直接撞击到钝舵侧表面,激波系的强逆压梯度又引起了钝舵侧表面边界层的大范围分离,在钝舵侧表面形成两个高压区。弱耦合干扰时,喷流引起的激波系并未直接撞击到钝舵,但喷流激波系与钝舵激波系相交。
文中针对一种适合于单兵使用的小型攻击型巡飞弹进行气动外形设计和分析。在考虑低雷诺数效应和封装特性要求的前提下确定了巡飞弹设计基本指标和串列翼气动布局形式,完成了气动外形设计工作;对所构造的巡飞弹气动外形在设计和非设计条件下的气动力进行了数值模拟。计算结果表明所设计的巡飞弹构型满足设计指标要求,具备良好的飞行性能。设计所得的相关结论可为工程应用提供一定参考。
文中建立了反坦克智能雷的三维模型,应用计算流体动力学软件对智能雷进行数值仿真,分析了智能雷流场和气动参数。发现智能雷的阻力系数会随着迎角绝对值的增大而迅速增加,较大的偏航力系数将导致雷体翻转或者偏离原弹道,智能雷周围的流场变化很大,会使飞行处于不稳定状态。仿真结果会有助于智能雷稳定性分析和气动特性优化。
弹丸切向速度在弹道学领域内是一个重要的技术参数。为获取高精度切向速度参数,提出一种基于测速雷达和光学经纬仪合理布站优化组合测量与数学计算求取的方法,在利用高质量雷达径向速度测元和经纬仪角度测元的基础上,再辅以数学压噪的方法,能够求取高精度的弹丸切向速度参数。仿真计算结果表明,该方法具有弹丸切向速度求取精度高、计算效率好和工程应用简洁的显著特点。
为了探索一种炮长镜瞄准线间接稳瞄技术,分析了传统车载炮长镜直接稳定控制的优缺点。在此基础上提出了基于车载惯性导航设备的炮长镜间接稳定方法。将车载惯性导航设备输出的车体姿态信息通过坐标转换得到炮长镜的扰动速率信息并送给瞄准线控制单元,控制炮长镜瞄准线相对惯性空间保持稳定。对车载炮长镜间接稳定技术的稳瞄性能进行了实验验证,实验结果表明该方法是正确与实用的,与直接稳定方法相比达到了同样的稳瞄精度。
对作战任务进行精确规划和设计是无人机的显著特点,因而对其作战效能进行预先评估也是可行和必要的。提出一种基于Vague集投影及距离的无人机突防侦察评估技术,给出了评价指标的Vague值表示方法。在此基础上,应用Vague集投影及距离的多属性模糊决策理论,建立了无人机突防侦察效能评估的数学模型,给出了作战方案效能评估方法。最后通过实例分析验证,该方法评估结果合理,对无人机作战的科学指挥决策具有一定的参考价值。
针对水面舰艇反导防御作战能力存在的短板,提出了利用舷外高功率微波平台进行电磁反导作战,构建了舷外高功率微波平台反导作战基本流程,建立了其反导作战仿真模型,分析了舷外高功率微波平台影响有效辐射时间的作战要素。仿真结果表明,舷外高功率微波平台投射布设方式优于拖拽布设方式,且投射布设应该依据作战态势确定最优布设距离和布设方向。
为快速精确的预报弹丸落点,提出了基于高维插值的末修弹落点预报方法。在介绍高维插值法的基础上,以末段弹道参数为离散点,对其高维插值,得到落点预报显示方程,并利用显示方程进行落点预报仿真测试。仿真结果表明,该方法预报落点的精度较高,且平均预报时间为3.508ms,比数值积分法少709.3933ms。因此,采用高维插值法预报落点是有效可行的,可为实际应用提供参考。
针对Windows系统下检测系统普遍存在的实时性问题,提出了一种基于RTX和双进程共享内存技术的实时性解决方案;系统以X86架构通用计算机为平台,采用PXI接口数据采集卡,在WindowsXP操作系统下采用RTX扩展插件,设计实现了一套具有实时信号检测功能的检测系统;经测试和实际应用,该检测系统性能稳定、测量实时性可达0.01ms。
为满足某型武器站日常检测维修的需要,文中在分析武器站检测装置检测与工作原理的基础上,采用ETX架构技术,设计了各电路模块及测试程序,实现了武器站检测装置对该型导弹武器站的快速检测与故障定位。试验表明:该武器站检测装置携带轻便、操作简易、测试准确,满足武器站的测试需要。
为了确定更加合理的颗粒平均直径计算方法,文中分别模拟研究了多尺寸分布与单尺寸分布的发动机内流场与性能参数的差异。采用高雷诺数条件下的k-ε湍流模型与颗粒轨道模型进行数值模拟。模拟结果表明,5种颗粒平均直径计算方法得到的单尺寸分布的计算结果与多尺寸分布的计算结果均存在偏差。采用质量平均法与体积表面积平均法求解颗粒平均直径较好,而线性平均法不宜采用。
经纬仪交会测量时,常用方向余弦法计算目标坐标。因测角误差,各经纬仪指向目标的射线不相交,计算时有原理性误差。通过分析射线与目标的位置关系及光测设备的测量精度等,提出了用两条射线最短距离的加权值作为目标位置,优化了方向余弦法的计算模型。实测数据验证表明,优化后的方法提高了计算精度,是行之有效的。
为实现微带天线在相控阵天线的工程应用,文中提及一种具备相控阵天线特性的微带天线。该微带天线采用双层微带贴片结构,同时以同轴探针背馈于微带贴片的特殊方式,此微带天线具备宽频带、宽波束、宽扫描角等特性且易加工制造,适合应用于相控阵天线。同时,以此微带天线为天线单元仿真设计了11×11微带阵列天线,经加工装配,最后对此实物进行测试。测试结果表明此天线具备如下性能:在±50°扫描范围内,阵中单元有源驻波小于2.5的带宽超过26%;单元方向图半功率波束宽度约为100°。
针对将常规灰色关联应用于仿真模型验证时存在一定的风险,提出了一种考虑位移差矢量性的灰色关联度模型。综合考虑了时间序列几何形状的相似性和数值距离的接近性两个属性,通过判断位移差的正负性,引入了惩罚因子,提高了相似性关联的精度。通过指数函数将惩罚因子同时引入灰色关联系数计算中,提高了灰色关联相近性识别的准确性。最后,通过实例仿真验证了考虑位移差矢量性的仿真模型灰色关联验证方法的有效性和可行性。
针对双旋结构旋转稳定榴弹的弹道特性进行研究。在固定舵和弹体无气动耦合的假设下,基于弹丸的运动方程和攻角方程,建立动力平衡角和偏流的解析表达式,并分析了各因素对动力平衡角和偏流的影响。仿真结果表明,舵片静力矩系数导数对动力平衡角影响较大,且随系数导数的增大动力平衡角减小;固定舵转速在一定范围内对偏流很大,并随转速增大而减小,转速大于该范围后,偏流受固定舵转速影响很小。该研究可用于弹丸的散布分析,为同类型弹丸的研究提供依据。
针对入侵杂草算法在全局搜索过程中收敛速度慢的问题,文中提出基于单纯形的入侵杂草算法,并将该改进算法应用于阵列天线波束赋形中。单纯形-入侵杂草算法是利用单纯形局部搜索能力强,收敛速度快的特性,在平衡入侵杂草算法全局和局部寻优能力的同时,提高入侵杂草算法的收敛速度和计算精度。优化结果表明,与基本入侵杂草相比,该改进算法在阵列天线波束赋形中性能更佳。
基于发射车摇架,提出一种弹载捷联惯性组件标定方法。在摇架转动自由度范围内,引入发射车小横滚角,实现用5位置法惯组误差参数的全辨识,并用模方逼近法改进刻度因子的辨识,以保证标定精度。实验结果表明,改进后的标定方法,保证了弹体捷联惯组标定精度,降低了对高精度标定转台的依赖,为野外弹载惯组的日常维护提供了安全可信的方法。
