针对带有末端多约束的非线性制导问题,运用通用模型预测静态规划(G-MPSP)算法设计了一种快速求解连续时间系统具有终端落角约束的非线性最优制导律。该算法通过向后迭代求解小维数权矩阵微分方程对控制量进行更新,将动态优化问题转化为静态优化问题,计算效率得以提高。考虑目标以不同的方式机动,仿真结果表明,末端位移偏差小于1.0m,末端角度约束偏差可控制在0.1°范围内,该制导律能够满足脱靶量和末端角度双重要求,法向过载在整个制导过程中变化平缓。
针对随机脉冲推力控制下的空间机动目标跟踪问题,提出一种基于状态信息和轨道信息的实时跟踪算法。该算法通过基于机动推力αβ动力学模型和改进当前统计模型的并行计算滤波器,完成空间非合作目标高精度实时跟踪。同时,利用直观的轨道信息,完成机动检测,采取重置滤波参数的方式获得更快的收敛速度和稳健性。仿真实验表明该算法可有效检测机动,实现了对非合作目标机动目标的轨道确定,具有一定的工程实用性。
为了验证GNSS/MLS/VNS/INS/RA构成的UAV五组合导航系统的航电综合、导航解算算法以及飞行控制律性能,设计了集机载导航传感器实物、物理效应器、飞行仿真系统、无人机地面站模拟系统、试验总控评估系统、视景与展示系统等的UAV导航与控制半物理仿真试验系统平台。平台能够考核组合导航系统的性能和功能。
在部分复合制导应用中,不同测量系统无法使用同一时钟,也无法完成系统对时,时钟不匹配将会产生较大误差。针对这种情况,文中使用线性插值时间校准方法来完成时间校准,并通过仿真分析了时钟匹配的影响以及测量值插值输出对减小误差的作用,结果表明测量值插值输出可以很大程度上改善误差,具有较强的工程实际应用价值。
一种提高弹道导弹突防性能的思路是使导弹具备中段变轨能力。文中提出一种兼顾突防有效性和弹头落点精度的变轨方向选择方法,将空间三维拦截问题转化到垂直于弹目视线矢量的二维平面内进行分析,结合偏导数计算选择落点偏差最小的弹头变轨方向,引入零射程线概念,避免弹上搜索计算,在保证有效突防前提下降低落点修正对推进剂的需求。该方法能够有效简化制导计算过程,易于工程实现,提升导弹武器总体性能。
针对目标机动对导弹效能的影响,首先介绍了典型的目标强机动类型并对其进行数学建模,并基于某型中远程空空导弹数学模型(气动模型、运动模型、导引率模型等),利用改进的二分法仿真计算了目标强机动下的导弹攻击区变化趋势;分析了不同发射条件下目标强机动对导弹命中概率的影响。仿真表明:目标强机动能够有效缩小导弹迎头攻击距离,并且能够规避在导弹最大可攻击区和不可逃逸区之间发射的导弹。
栅格舵从折叠到展开的过程中气动特性变化剧烈,对展开可靠性和导弹整体气动特性的影响都比较大。针对栅格舵这种复杂的构造形式,生成了带有棱柱层的非结构网格,再结合重叠网格技术对栅格舵导弹超声速绕流流场进行了数值模拟,计算结果与风洞试验结果吻合较好。在此基础上,对超声速下栅格舵动态展开过程的非定常流场进行了数值模拟,分析了栅格舵导弹动态气动特性的变化规律。
为了实现随机起爆子母弹引信超近距一点对多点的数据装定,根据电磁感应原理,建立了子母通信模型,设计了母弹发射单元、子弹引信接收与控制单元;通过对无线数据装定系统仿真和无线感应供电与无线数据传输过程实验,表明利用电磁感应设计的随机起爆子母弹引信数据装定系统能够完成预定的功能。
通过对杀爆战斗部爆炸后破片运动及冲击波传播的研究,为提高破片和冲击波相遇位置的计算精度,理论推导了新的计算方法。采用VisualC++开发破片与冲击波运动规律计算系统使计算方便。运用AN-SYS/LS-DYNA数值模拟了某预制破片战斗部爆炸后破片与冲击波的运动,数值模拟与该模型计算结果相符,较以往计算模型精度提高了8.3%。
综合利用杆条毁伤元周向及轴向的飞散规律,提出一种新型离散杆战斗部,该战斗部具有线杀伤密度高、威力半径大等特点,在弹目动态交汇条件下可对目标形成线列式穿孔,实现线切割毁伤。文中通过理论分析和数值仿真的方法对该战斗部进行初步研究与探索,在理论方面给出了设计原理和设计参数数学计算模型,并运用动力学软件ANSYS/LS-DYNA对该战斗部模型进行仿真计算,仿真结果初步验证了其作用原理和设计方法的正确性和可行性。
文中基于优化理论开展了火箭弹高速侵彻等效缩比方法研究。通过量纲分析、优化拉丁超立方方法确定弹长、弹径、弹体初速度及靶标厚度为设计变量的样本空间,高精度数值计算获取设计变量关于弹体过载和持续时间的目标响应,建立快速分析模型,以响应最佳逼近为优化目标,以最小缩比为约束,模拟退火算法实现等效缩比优化模型的求解。优化结果代入侵彻模型进行参数反演,结果表明,缩比模型与原模型的过载特性具有较高的一致性。
传统火箭弹点火供电线路的信号频谱中仅有低频段用于电能传输,其余频段均处于空闲状态,频谱利用率较低;在此基础之上,通过建立火箭弹点火供电线路的等效电路模型,获得了该线路的信道衰减和串扰特性,并依据该特性提出了一种利用空闲频率装定精确制导火箭弹制导信息的共线装定方法。测试结果表明,在不破坏现有火箭弹发射平台的基础上,该方法装定可靠、改造成本低,满足精确制导火箭弹装定需求,装定速率可以达到6KB/s。
为了便于研究伪码调相引信的干扰性能,利用Matlab/Simulink完成了伪码调相引信干扰仿真系统的模块化设计。用Simulink对伪码调相引信干扰仿真系统进行模块化设计,不仅建模简捷,而且增加了仿真的可视化效果和模块的可移植特性。最后在一定条件下对压制性噪声调频干扰和模拟回波的欺骗性干扰进行实时动态仿真,仿真结果表明所设计的伪码调相引信干扰仿真系统是正确可信的。
为了给弹药总体和引信传爆序列设计提供参考,以某中型盘状子弹为对象,通过破片初速理论计算和ANSYS/LS-DYNA仿真,并结合试验,得到了传爆管不同偏置距离下子弹战斗部预制破片初速各向分布。结果表明:与中心传爆系统相比,偏心传爆系统离传爆管远的破片初速较高。随传爆管偏置距离增加,同一周向破片间初速差异变大。传爆管偏置9mm时破片初速增益为-7.28%~8.28%,对子弹战斗部破片杀伤场轴对称性影响不大,因引信安全性设计所需的传爆管偏置结构可行。
由于单兵平衡抛射武器结构的特殊性,弹丸在出筒体前会有弹筒分离过程,这与传统武器系统有较大差异,且此过程速度快、分离过程复杂、扰动较大,为此文中在充分研究该武器结构特点和弹筒分离过程的基础上,运用Autodyn有限元仿真软件,对弹筒分离过程进行了仿真,仿真的结果与实际情况吻合性较好,可为研究该武器的弹丸速度等问题提供重要参考。
为了分析药型罩锥角、壁厚及炸药参数对聚能射流性能的影响规律,利用AUTODYN对射流形成过程及参数进行了数值模拟。结果表明,射流头部速度随锥角及壁厚的增加而减小,随炸药爆速的增加而增加;射流半径随药型罩壁厚和锥角的增加而增加。并拟合得到了射流头部速度和射流半径的工程化函数,利用该工程化函数可以快速估算聚能射流的性能参数。
对一种潜入式可抛喷管进行强度分析和流场仿真,强度仿真结果揭示了燃气压强作用下可抛喷管的应力分布,流场仿真结果揭示了燃气经由可抛喷管排出时的流场特征,结果表明可抛喷管整体结构设计能够满足要求。研究中模拟了环形切割器工作对冲压喷管被剪切部位的作用和影响,对模拟仿真结果与环形切割器功能验证剪切试验结果进行了对比分析,认为壳体剪切部位须设计一定厚度的台阶。数值仿真结果有助于可抛喷管的结构优化设计。
旋流分离器产生的内外双层旋流具有稳定火焰以及冷却壁面的潜能,为此文中应用雷诺应力模型(RSM)对某种结构的旋流冷壁燃烧室的流动特性进行了数值仿真。结果表明:旋流冷壁燃烧室能够实现内外双层旋流流动,具有较好的壁面冷却效果。冷热态条件下,总压损失系数为0.9%和1%,表现出低阻特性;内外旋流分界面平均约占半径的70%。燃烧区域分界随燃料喷入速度的增大而增大,燃料喷射速度为12m/s时,燃烧区域最大,平均约占半径的56%。
为考察复合固体推进剂在交变温度载荷条件下的老化动力学,揭示其老化机理,讨论了传统高温加速老化方法在处理复合固体推进剂交变温度加速老化试验数据时存在的局限性,建立了交变温度加速老化动力学模型,给出了等效温度和等效循环时间的计算方法和交变温度环境下活化能的计算公式,提出了复合固体推进剂交变温度载荷下的老化机理,使预估结果更符合实际贮存环境,相关性更好。
为快速预估飞行器喷焰流场及其在一定空域内产生的凝结尾迹,为飞行器目标红外辐射研究提供条件,采用一种工程模型对含复燃效应和水汽凝结效应的喷焰流场进行计算分析。模型以燃气射流的一维流动理论、湍流混合以及化学平衡条件为基础建立控制方程,并采用四阶Runge-Kutta方法进行求解计算。模型校验和分析表明,该工程计算方法能够获得喷焰流场射流区的典型参数,并具有较高的计算效率。
为进一步提高固冲发动机的二次燃烧效率,文中提出了在固冲发动机补燃室头部引入高温燃气射流增强掺混燃烧的技术思路,并开展了仿真和验证试验工作。仿真分析表明:当在补燃室头部引入高温燃气射流时,能够提高补燃室头部流场的温度,使得燃料更易于燃烧,从而提高了固冲发动机的二次燃烧效率;试验结果也验证了在固冲发动机头部引入高温燃气射流,能够使固冲发动机的二次燃烧效率由81.3%提高到88.7%。
为了获得高低燃温组合推进剂下喷管温度边界层的影响规律,建立了四个物理模型,通过使用不同的低燃温推进剂、不同的质量分数来分析低燃温燃气对喷管温度边界层的影响。结果显示,在靠近喷管喉衬位置喷入低燃温燃气时,仅需少量低燃温推进剂就能很好的降低喷管表面边界层的温度;而在远离喷管喉衬部位时,即使使用较大的质量分数,喷管边界层的降温效果也不明显。喷管温度边界层的降低受低燃温燃气温度、质量分数、低燃温燃气进口位置以及进口直径影响。
为研究固体火箭发动机包覆层材料在不同热解程度下的微观结构和力学行为,通过热重分析得到三元乙丙(EPDM)包覆层的热解温度范围。分别对不同热解温度下的EPDM试件进行力学实验和电镜扫描,并从微观角度分析材料力学行为发生变化的原因。结果表明:在初始热解程度下,材料只是发生了少量的失水和气体的逃逸,其力学行为仍属于粘超弹材料范畴;随着材料热解程度的增加,部分材料基体发生裂解,其力学行为表现为脆性材料特性。
为解决二维弹道修正引信滚转姿态实时控制问题,提出了固定舵制动模型。根据弹道修正原理及固定舵控制规律,建立了制动控制数学模型。构建了基于双轴仿真测试转台的半实物仿真系统,对不同弹道环境下制动控制性能进行了半实物仿真。结果表明干扰力矩在0~0.5N·m变化范围,该方法能够有效跟踪滚转角控制指令实现实时跟踪。当弹丸转速在100~167r/s范围时,该模型制动时间和精度满足控制系统总体要求。
为了优化可控枪弹结构,对可控枪弹整体结构进行简化处理,用三维软件SolidWorks布尔运算建立数值仿真模型,ICEMCFD生成非结构网格,通过Fluent对可控枪弹外流场数值仿真,得出不同马赫数不同攻角下阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数以及压力中心系数变化规律。结果表明,可控枪弹气动特性处于静态稳定临界点,与试验结果相符,需要通过改变弹丸质心或者外形结构以优化结构。
为提高一维弹道修正弹修正能力,提出并设计一种新型的一维弹道修正机构。以旋转稳定弹为研究平台,在美式M2A1型105mm口径榴弹上加装阻力修正机构,利用Adams和Fluent仿真软件对修正机构工作过程进行数值仿真,初步验证了该机构设计的可行性。研究结果表明:机构展开前后阻力系数比为2.2左右,动作一致性好,展开过程迅速且稳定可靠,满足对一维弹道修正能力的要求。可为一维弹道修正机构的进一步设计和实际应用提供帮助。
无人机机载导弹发射产生的尾喷流对机翼的气动干扰影响载机飞行安全。本研究以Fluent软件为基础,采用二维非结构动网格技术并选择标准k-ω二方程湍流模型,对导弹沿导轨弹射滑行后点火和直接点火的发射过程分别进行数值模拟,并对两组结果进行对比。结果表明:滑弹一体式发射装置在一定程度上降低导弹尾喷流对机翼的气动影响。该研究为无人机导弹滑弹一体式发射装置的研究提供一定参考。
为了实现对高速旋转弹进行低成本的二维弹道修正,采用在高速旋转弹弹头加装两对固定鸭舵的二维弹道修正原理和减旋技术。为了研究鸭舵的减旋能力,建立了二维弹道修正弹模型,对不同弹丸飞行速度、攻角、舵偏角对应的导转力矩进行动力学和运动学联合仿真,以及对导转力矩在全弹道进行数值计算。结果表明,固定鸭舵能够满足对高速旋转弹修正减旋要求,研究结果对二维弹道修正技术研究有较好的参考作用。
为了给低伸弹道方程近似解析解提供基础,应用Matlab软件对描述弹丸空气阻力特性的1943年阻力定律和西亚切阻力定律超音速段进行了有理式函数数值拟合,得到了具有较高精度的经验公式。应用这类经验公式,不但可以用于外弹道数值求解时表值阻力定律的编程处理,而且有助于获取低伸弹道方程的近似解析解。
面向主动流控制研发了基于硅酮橡胶材料的气泡型微致动器及其阵列技术。首先分析了微气泡薄膜变形高度与压力的关系,并对微致动器阵列下的尾翼弹丸进行了空气动力学仿真。结果表明:该微致动器扰动弹丸流场边界层的分离;在弹丸上对微致动器进行合理阵列布置,能够有效增大射程和减小横向偏移。因此,通过微致动器对弹丸的致动作用,可以实现对弹丸飞行流场的有益主动控制,达到增升减偏等控制目的。
栅格翼是一种较之传统翼具有诸多优点的新型的多面翼,但是栅格翼的主要缺点是阻力大。前期研究表明,栅格翼后掠能有效减小阻力。文中基于此对不同后掠形式的栅格翼进行了数值模拟。结果表明,在超声速阶段前缘后掠削尖模型能更有效的减小阻力;升力方面,在不同的马赫数范围,前缘后掠、前缘后掠削尖及整体后掠基础上的前缘后掠都有较好的升力特性;总体来讲,在文中前缘后掠削尖模型的升阻比最大,表现出最好的气动特性。
为了研究引信外形对弹丸气动特性的影响,通过Fluent软件对装配不同外形引信的57mm口径人工增雨防雹弹弹丸的阻力特性进行仿真,得到了不同外形下阻力系数与马赫数的关系曲线。弹头引信头部轮廓形状的微小变化如锥角变化对阻力系数影响不大,顶部形状为圆头和平头时,阻力系数稍有差别,总体影响较小。弹底引信外露部分长短对阻力系数影响较大,外露部分增长会减小阻力系数。弹底引信有凸出部位时,其阻力系数等于和其全长等长的弹丸的阻力系数。
针对现有采用内触发方式的内置式压力测试仪,在火炮膛压测试中易受到伴随的电磁干扰,从而影响测试仪的测量精度等问题,特提出基于内置式压力测试仪的电磁屏蔽设计,通过对电磁屏蔽的理论分析及相关计算,设计了内置式压力测试仪的最佳壳体屏蔽模型,确定了屏蔽体的材料。采用AnsoftMaxwell软件对壳体的屏蔽设计进行了电磁仿真,仿真结果验证了设计的合理性,为解决内置式压力测试仪的电磁屏蔽提供了可行的方案。
针对利用极化敏感阵列进行多维参数联合估计运算复杂度大的问题,提出一种基于噪声子空间维度特性的极化敏感阵列DOA及极化参数联合估计算法。算法利用阵列接收数据协方差矩阵噪声子空间的维度特性构造谱函数,有效降低了极化敏感阵列信号参数联合估计的计算复杂度,同时保证了算法的估计性能。对算法与现有基于长矢量的MUSIC算法的运算复杂度进行了理论分析对比。最后,仿真对比实验验证了算法的有效性。
针对之前盲源抽取算法存在鞍点的问题,提出一种新的基于二阶统计量的盲源抽取算法。通过利用自回归模型对抽取信号向量进行估计,并利用估计值与抽取向量之差提出一种新的代价函数,证明了代价函数的有效性。通过利用最速下降法对抽取向量以及FIR滤波器权值向量的计算,求解出抽取向量最优值。最后通过仿真证明算法相对之前两种算法有更高的可靠性,且在低信噪比的环境下,算法抽取效果依然良好且保持很高的抽取正确率。
姿态测量系统是火箭弹简易制导领域不可或缺的一部分。文中基于地磁传感器与MEMS陀螺仪的姿态测量系统,对传统单点姿态测量方法进行了研究与改进。以MEMS陀螺仪解算所得的偏航角作为三轴地磁传感器输入,推导了姿态角测量方法。针对姿态测量方法,设计了三轴地磁传感器姿态测量模块,在三轴旋转平台上进行了半实物仿真实验。实验结果表明,改进后的方法可以满足火箭弹姿态解算,提高了姿态角解算精度。
基于流体计算软件FLUENT和有限元分析软件ANSYS对燃气舵表面ZrO2涂层进行了热结构耦合的分析,主要对不同厚度(0.5mm,1.0mm和1.5mm)ZrO2涂层表面的瞬态温度及其引起的相变和热应力进行了研究。结果表明,ZrO2涂层的厚度增加后应力值增大导致超过其屈服强度以及ZrO2涂层温度达到相变温度引发相变是其失效的主要原因;燃气舵的失效与ZrO2涂层的失效密切相关。计算结果对探究“消熔舵”技术中ZrO2涂层及燃气舵的失效行为有一定的指导意义。
为解决高速旋转弹载体磁场会严重影响捷联地磁传感器的测量精度问题,文中在对弹体的载体干扰磁场机理分析与误差建模基础上,提出了基于Kalman滤波技术的弹体载体磁场误差参数估计与补偿方法。最后以152mm旋转弹药载体磁场为研究仿真对象,对所述载体磁场补偿方法进行了算法仿真验证,结果表明该算法可有效实现载体磁场误差参数的准确估计,且地磁传感器测量数据在经误差补偿后,其测量精度提高一个数量级。
针对红外导引头3D视景仿真中实时生成天空图像的应用需求,提出了一种天空红外图像的实时生成方法,具有一定的工程应用价值。首先使用MODTRAN分析并提出了红外仿真中影响天空红外辐射计算的关键因素。基于这些关键因素计算不同天顶角的天空辐亮度。采用辐亮度插值和图像列向量扩展的方法生成天空红外图像纹理。通过构建天空辐射轮廓线数据库在仿真系统中实现了红外天空图像的动态更新。实验表明,文中方法实时性强,仿真结果可信。
温压炸药爆炸时伴随着极大的破坏作用,加大了热流测试的难度。为有效评估温压弹药的热毁伤效应,采用接触法测量并结合无线传感网络技术进行智能化测试。具体介绍了该系统总体方案的设计思路,通过戈登型热流传感器和存储装置测量,对测试测量的数据进行了简单分析。实验结果表明所设计的系统操作简单、使用安全,对以后热通量传感器(HFM)信号的测量有一定的参考价值。
为了解决火箭橇试验橇体运行高精度的时空位置测试难题,提出了遮光板时空位置测试方法,主要围绕该测试方法展开,提出了整体设计思路,并就光电组件设计、橇载数据记录仪设计、遥测系统设计、遮光板设计及其布设方法、遮光板靶距测量方法、数据处理方法等方面进行了论述。设计人员开发研制了相关产品,并通过多发试验验证,取得了良好的测试数据。该方法测试精度高,可以满足惯性测量装置功能和精度考核试验,使用前景广泛。
针对四旋翼飞行器欠驱动控制和有效负载能力不足的特性,提出了八旋翼飞行器作为解决方案。分析八旋翼飞行器的动力学模型,建立其运动状态方程,采用无迹卡尔曼滤波算法实现飞行器姿态检测系统的数据融合。通过理论分析和Matlab仿真试验表明:采用状态估计融合滤波算法,有效提高了八旋翼飞行器姿态解算精度,可以获得最优姿态角度,满足八旋翼飞行器稳定的要求。
炮口初速本质上是一个随机变量,需要射击一定数量的弹丸才能确定置信区间及置信度,连续波雷达作为测量初速的重要设备,其精度影响初速试验估计的用弹数量,文中对初速测量进行参数估计,计算初速置信区间及其置信度,并考虑雷达测速误差对初速估计的影响,讨论射弹数量与雷达精度的关系,以期选择最少的用弹量准确考核被试弹药性能,降低试验成本,提高试验效率。
