由于滚仰式半捷联导引头的特殊性,无法直接测量得到制导系统所需的视线转率,因此文中提出一种新的视线转率的几何提取算法。通过坐标变换获取视线在惯性空间中的角位置,利用刚体定点转动理论在惯性空间中直接解算视线转率。用反正切形式跟踪微分器求取框架角速度,避免了直接微分带来的噪声放大效应,提高了视线转率的精度。数值仿真验证了文中所提算法的有效性。
针对作战飞机在突入敌方防空范围时,会面临地面防空武器和空空导弹拦截的问题,提出诱饵导弹基于惯导/数据链组合导航的编队飞行模式来提高飞机生存概率。考虑该编队由领机和诱饵导弹组成,诱饵导弹通过伪距测量,利用卡尔曼滤波器,得到自身的精确相对位置。采用编队飞行轨迹发生器产生运动轨迹,通过系统仿真表明:纬度和经度误差均小于5m(1σ),高度误差小于20m(1σ)。仿真结果证明了该方法的有效性与可行性。
为了有效提高射手操控图像制导导弹稳定跟踪目标的能力,对某型图像制导导弹操控手柄特性进行分析研究,在不改变手柄硬件关系的情况下,对其输入输出特性进行优化设计。通过构建虚拟样机系统,对设计的操控手柄特性进行试验验证,确定了一种相对最优的操控手柄输入输出特性,提高了射手操控导弹的能力及导弹系统的作战效能。
为了研究基于某型发射装置设计的新型燃气解锁机构的解锁功能,文中基于虚拟样机软件ADAMS,建立了该燃气解锁机构的仿真模型,通过对该机构不同状态下的解锁工作过程进行运动学仿真分析,并研制出机构的原理样机进行了相关试验,确定机构解锁顺利,功能完整,验证了该机构的解锁运动原理及设计方案的可行性。
针对巡飞弹定高巡飞航迹跟踪的问题,提出了一种基于导航坐标系的航迹跟踪方法。将整条航路分为直线飞行和转弯飞行阶段,建立动态导航坐标系,分别利用直线控制策略和转弯控制策略,将航迹跟踪简化为在导航坐标系下修正横向侧偏距偏差的问题,省略航向角偏差控制,确保巡飞弹在飞行过程中沿着理想航线飞行。通过仿真证明,此方法使得巡飞弹实际飞行航迹偏离理想航迹的误差很小,达到良好的跟踪效果。
当GNSS出现故障时,SINS/GNSS组合导航系统的输出误差就会增加,影响导航系统的性能。在此情况下,为了使组合导航系统的输出更加准确,文中论述了一种量测修正算法。该算法通过检查卡尔曼滤波残差,调整量测更新过程中观测量的权值,对状态量进行修正,减少了观测量异常对输出结果的影响。最后对量测修正算法以及简化的Sage-Husa自适应算法进行了仿真。仿真结果表明,两种方法得到的误差均优于标准卡尔曼滤波。
为有效判定地空导弹拦截空中目标的杀伤效果,提出了拦截可视化问题,结合相关研究成果,通过研究地空导弹战斗部破片毁伤、冲击波毁伤及战斗部引战配合模型及仿真方法,在完成空中目标及地空导弹相关模型建立的基础上,设计实现了某型地空导弹拦截某型战斗机的可视化仿真系统,仿真效果较为直观、逼真。研究结果对地空导弹装备型号试验及作战仿真均有一定的借鉴意义。
为解决弹载嵌入式软件中数学模型测试存在输入不可控、通用性低等问题,文中基于弹载嵌入式软件中数学模型的独立性提出了一种新的测试方法。首先,提取数学模型代码,开发驱动程序和桩程序来实现数据的输入;其次,依据数学模型相关文档,利用Matlab进行模型搭建;最后,将提取出的数学模型代码的输出与Matlab搭建的模型输出进行对比,得到测试结果。在实际测试中,测试结果准确,表明该方法具有有效性和通用性。
为了研究攻角对尾翼稳定脱壳穿甲弹脱壳过程的影响,基于CFD的动网格技术和外弹道六自由度方程相结合,采用非结构网格和TVD有限体积格式,对不同攻角时脱壳过程进行数值仿真。得出了分离过程的流场激波云图,不同攻角下弹托质心的位置变化曲线、脱壳时间以及不同分离阶段弹芯表面压力分布曲线。对比分析各参数,得到脱壳弹在正负攻角飞行时,弹托分离时间增加,不利于弹托的分离。
爆炸成型弹丸的速度是影响EFP战斗部侵彻能力的一个重要因素。基于量纲分析与数值计算相结合的方法建立了一种求解球缺罩EFP速度的计算模型,并对计算模型进行了算例分析。结果表明,该模型可以定量反映EFP速度与装药长度、药型罩内径、罩顶厚度之间的函数关系,其计算结果和算例的计算结果吻合较好,可以对球缺罩EFP战斗部的设计提供参考。
为改进原来杆条斜穿甲方程的缺陷与不足,正确反映实际情况中杆条剩余速度、剩余质量与攻角、着角之间的关系。根据战术弹道导弹的目标特点,从动能杆条的终点穿甲机理出发,在参考原始弹道研究的破片穿甲方程和动能杆条正穿甲方程以及修正的杆条斜穿甲方程基础上,构造了模型简化过程,建立了新的修正的动能杆条斜穿甲带攻角穿甲计算模型。通过数值仿真,得到了杆条剩余速度、剩余质量与攻角、着角之间的变化规律,并且数值模拟结果与文献试验结果较为吻合,验证了模型的准确性。说明了新建立的穿甲模型的正确性,其更适用于实际情况。
为提高闪光爆震弹的安全效应,依据闪光爆震弹破片速度衰减规律,通过在弹体表面加工V形槽体的方法,以达到控制破片非致命效应的目的,设计了破片的数量、质量、V形槽体尺寸。通过实验,在弹体声光效应基本不变的情况下,爆炸破片能够得到有效控制,弹体能够实现预先设计的安全半径,这为闪光爆震弹的安全使用提供了一种有效的技术手段。
为增大某37mm口径人工防雹增雨炮弹最大射高,在原榴-1引信外形基础上提出了4种外形优化方案,利用Flunet软件对配用这5种方案引信的弹丸阻力系数进行仿真,并将所得数据拟合成有理式函数,再进行其质心外弹道计算,得到各方案最大射高。引信头部外形以抛物面方案减阻增高效果最佳(增高约4%)。通过弹体和引信改进设计将弹重由现0.70kg增大到原军用制式弹的0.732kg,最大射高还会增大约3%。
为了研究格栅结构对复合毁伤战斗部影响,文中通过数值模拟技术分析了复合毁伤战斗部成型过程,研究了格栅对钨球预制破片的影响,以及不同单元格形状、不同安置位置、不同单元格大小对MEFP成型的影响。研究结果表明,该结构战斗部可以形成有效的复合毁伤破片群。加装方格状格栅的战斗部MEFP成性较好。另外,药型罩与装药壳体底部之间的距离为5mm,单元格边长为10mm时MEFP成型较好。
定向含能动能杆战斗部是一种新型反战术弹道导弹战斗部。为了科学评估定向含能动能杆战斗部的毁伤效能,分析了影响定向含能动能杆战斗部毁伤效能的相关因素,建立了毁伤效能综合评估指标体系,提出了一种基于端点三角白化权函数的灰色聚类战斗部毁伤效能评估模型;以美国M39战术弹道导弹再入弹头为研究对象,分析了定向含能动能杆战斗部对其的毁伤效能,通过算例,验证了评估模型的合理性。
针对水中序爆子弹拋撒后间距过小可能相互殉爆或影响工作性能的问题,通过陆上抛撒试验落点坐标数据统计分析,得到子弹抛撒后距离分布。不相邻子弹抛撒后距离均值多显著大于相邻子弹,且子弹层距越大,抛撒后两层子弹间距离均值也越大。据此进行了母弹内同层子弹和不同层间子弹装配时序优化排布,以有利于降低子弹抛撒后相互殉爆和因爆炸冲击引起的机械结构或电路失效的可能性,提高子弹正常工作概率。
为分析相同面积条件下菱形孔的不同长宽比、不同偏转角度对超燃燃烧室中的流动特性影响,对低动压喷射的超声速流场进行了数值模拟。研究结果表明:在计算的6种长宽比构型中,长宽比为5构型燃料穿透能力和掺混特性最强,但此时对称面上总压损失变大;在计算的3种偏转角构型中,偏转角度为30°构型的燃料掺混特性和燃料的穿透能力最强,但此构型在远流场处抬升能力变弱,羽流质量中心高度出现下降。
为了研究压力不匹配混合层的流动结构以及激波与湍流边界层的相互作用,采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)和伪彩色处理方法获得了流场中Kelvin-Helmholtz涡、激波、湍流边界层以及边界层分离泡等流动精细结构。研究结果表明:压力不匹配导致混合层的转换位置提前,大尺度涡的结构更加破碎,混合层向压力低的一侧发展。激波的作用使得边界层在激波入射点之后增厚,湍流脉动的加剧导致了激波入射点发生前后的偏移。
为准确预示固体火箭发动机长尾喷管工作过程中的传热规律,文中采用流固耦合方法,对金属及多种非金属材料组成的长尾喷管建立了数值模型,基于Fluent计算软件对长尾喷管工作过程进行了非稳态传热数值计算。仿真结果表明,燃气对长尾喷管由内向外进行传热,但外壁面各区域温度场因内部材料不同差别较大。外壁面温度计算值与试验结果较吻合,可以为长尾喷管传热提供一种实用的计算方法。
针对固冲发动机地面试验中点火过程推力测量信号失真的问题,对推力测量系统进行了动态建模。采用ARMAX模型为基础的试验建模方法,设计实施了辨识试验,得到了不同激励下的响应信号。依据试验结果辨识出了模型的结构与阶次,建立了推力测量系统的动态模型。通过分析模型适配率和评估残差白色性,验证了模型准确有效。时域和频域分析结果表明,该动态模型可真实反映推力测量系统的动态特性,为改善动态特性、增加推力补偿和恢复真实信号奠定了基础。
为分析分离与姿控耦合设计时的相互影响,提出了基于上面级喷管最大摆动角速度,以及基于上面级实时控制的分离与姿控耦合计算方法,建立了级间分离与姿控耦合计算模型。某型火箭级间分离计算结果表明,采用基于上面级实时控制的耦合计算方法,能够真实地反应上面级姿态控制力作用下的级间分离过程,可为箭上设备安装边界设计提供准确依据。
由经典内弹道理论可知,火炮的发射弹丸初速是存在极限的。根据火炮发射弹丸运动模型,推导了理想情况下的火炮弹丸极限速度公式,分析了不同海拔高度环境大气下的弹丸发射极限速度,研究了对火炮初速的影响程度,定量得到了海拔高度、压力比等参数对弹丸极限速度的影响规律,并得出了海拔环境对火炮初速是存在影响的。该问题的解决有助于为相关应用提供参考。
国内外试飞成功的太阳能无人机均采用常规机翼布局。设计确定一种太阳能螺旋桨无人机总体参数,机翼采用串置翼。应用FLUENT并基于3D粘性流场计算,验证表明串置翼比单翼具有气动优势。在迎角0°和6°下,对串置翼前后翼水平及垂直相对位置60种变化组合,模拟计算组合翼型升阻特性。结果表明两翼水平距离为5倍弦长和垂直距离为0.4倍弦长下,串置翼气动性能最佳。进一步确定翼及副翼和舵参数,制作完成缩比模型并试飞。
文中针对以固冲发动机为动力装置的导弹弹道特性与推力特性高度耦合的特点,建立了相应的方案弹道优化模型,并采用基于遗传算法与序列二次规划算法的组合优化方法,以最大射程为目标进行内外弹道一体化优化设计。弹道仿真结果表明:所得到的优化后的飞行弹道方案,在满足飞行条件约束和发动机设计约束的情况下,射程提高了约21.7%。从而验证了所用优化方法的有效性以及一体化优化设计的必要性。
为了实现火箭弹精确打击,根据飞行弹道参数对弹道进行修正。应用文中提出的双气动参数辨识算法,去除出现在信号初始阶段的野值,降低对后续卡尔曼滤波的影响。随后利用基于新息判断野值的卡尔曼滤波器,结合质点弹道模型,建立了卡尔曼滤波弹道模型,对一段飞行参数进行野值的去除与滤波,并对火箭弹落点进行外推。结果表明,该方法可以将量测数据中的野值有效去除。落点估计可知,外推时间的推后可以增加预估的精度。
自适应天线调零是GPS接收机最主要的抗干扰措施之一。为了迫使自适应调零“失效”,在分析GPS接收机采取功率倒置(powerinverse,PI)算法进行自适应调零适用性的基础上,针对PI算法在实现时所需的先验信息相对较少、收敛速度相对较慢以及在低干噪比(jamming-to-noiseratio,JNR)下产生零陷角域相对较宽的特点,提出了强干扰“掩护”下的弱干扰进入、强干扰同步开关下的弱干扰间隙“填充”以及干扰俯仰方向逼近等对抗方法。通过仿真分析验证了对抗方法的可行性和有效性。
针对采用单一特征指标选取SAR景象匹配区不全面的缺陷,提出了一种基于多种特征属性融合的SAR景象匹配区选取方法。首先,提取边缘密度、独立像元数、信息熵、主次峰值比4个特征指标;其次,运用组合赋权法将层次分析法和熵权法融合,得到各个特征指标的组合权重;最后,根据参考图像的综合评价值,规划出最佳匹配区。实验结果表明,文中算法具有较强的鲁棒性和通用性,能够有效的选取出满足要求的SAR景象匹配区。
为进一步提高效能评估的可信性及智能化水平,提出了一种基于灰色AHP理论的数据链系统BP神经网络效能评估模型。从数据链系统性能结构出发,针对数据链信息优势的特点,建立了数据链系统作战效能评估指标体系。通过专家组依据标准打分的方式,采用AHP确定指标的权重向量,考虑借助灰色理论白化指标,最后与不同灰类分效能值聚合生成综合效能评价值从而建立了效能输出模型。构造三层BP神经网络模型,以专家的知识与经验作为输入,以灰色AHP综合效能评价值作为输出训练网络。最后通过实例验证,由于该模型运用BP神经网络非线性拟合的优势继承并有效聚合了专家的知识与经验,结果与专家评定一致,从而论证了模型的有效性及可靠性,为数据链系统效能评估提供了智能化的算子,在数据链的发展和应用中发挥重要作用。
为了在火箭炮装调中快捷测量操瞄精度、管间平行度等特性,设计了一种基于全站仪的火箭炮自动操瞄精度检测装置。利用全站仪测量原理建立了火箭炮精度测量的空间解算模型,在预先标定火箭炮管上两十字贴标记点的前提下,给出了精度检测、管间平行度检测方法及流程,并设计了相应的软件。试用结果表明,装置检测精度控制在1mil内,操作快捷,提高了检测速度。此设计为火箭炮操瞄精度检测提供了一种简明实用的解决方案,满足了精度快速检测的要求。
针对窄带雷达获取的弹道中段群目标回波错综交叠、难以分离的问题,提出了一种基于匹配空间变换的群目标微多普勒特征提取方法。在构建群目标模型的基础上,利用自相关法提取出各子目标的微动周期,并结合微多普勒曲线变化规律,构造出对应的匹配空间。最后利用能量峰值搜索法结合CLEAN算法,依次估计出该子目标各散射点参数,并重构出回波信号。仿真结果表明,该方法能够克服背景噪声和信号混叠的影响,较好的实现了中段群目标的分辨。
当雷达目标为复杂目标时,目标回波相位将受目标复杂的散射特性影响,传统的两点源相干干扰方法无法产生与目标回波相干的信号。针对该问题,基于目标的电磁散射特性,利用目标多散射点模型来调制接收到的雷达发射信号,以产生与目标回波具有相对稳定相位关系的干扰信号。为合理评估该技术的效果,根据单脉冲角跟踪雷达的典型应用场景,建立了单脉冲角跟踪末制导雷达作战模型,包括信号产生、处理模型及弹道模型,并搭建了闭环仿真平台;在该仿真平台上,进行了干扰效果验证实验,实验结果可为战术巡航导弹对抗研究提供有效和实际的参考依据。
针对强振动环境中破片速度测试信号难于处理的问题,在对静爆振动信号进行分析的基础上,提出了基于EMD的信号处理方法。在获取信号的各阶本征模函数(IMF)的基础上,结合信号的特征,构建适用的带通滤波系统;再通过相关函数值确定过靶信号的对应关系;然后通过斜率最大法获取信号的特征点,从而计算出破片的飞行速度。多次实验结果表明,该算法对于强振动环境中的破片速度测试信号处理有较强的适用性,具有一定的实用价值。
为提高卫星导航系统波达方向估计能力,利用功率倒置、空时联合滤波、MUSIC及其改进算法分别在干扰信号波达方向独立和相关条件下对比分析其波达方向估计能力。结果表明,波达方向独立时,功率倒置和空时联合滤波算法存在2°~3°估计偏差,而MUSIC及其改进算法能够准确估计;波达方向相关时,MUSIC和空时联合滤波算法失效,功率倒置法难以区分相关干扰信号,而MUSIC改进算法的估计误差为2°,可大幅提升波达方向估计准确性。
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,提出一种基于小波模极大值多重分形分析的遥测振动信号异常检测方法。首先对采集到的遥测振动信号进行零漂修正和趋势项消除,然后采用小波模极大值多重分形分析方法对振动信号进行分析,进而提取其多重分形特征参数;最后将特征参数输入到SVM分类器,根据分类结果对遥测振动信号进行异常检测。实测数据验证了该方法的有效性。
为有效评估制导雷达抗干扰性能,针对制导雷达技术特点及其面临的干扰环境,提出一种射频信号注入系统设计方案。该系统通过模拟器构建了包括杂波、干扰以及目标回波在内的复杂电磁环境,并将信号以射频注入的方式注入雷达数据处理回路,构建了逼真的战场环境。测试结果表明,该系统能够有效模拟目标/欺骗干扰、无源干扰和有源压制性干扰等复杂信号,且信号产生灵活、可控,为雷达抗干扰性能内场评估实验提供了逼真的电磁干扰环境。
弹药飞行姿态和战斗部破片威力测量是武器系统研制中非常关心的问题,影像测量是一种非常直观可信的方法,然而由于火光的影响,普通高速摄影容易曝光饱和,无法得到火光中的弹丸影像;而且对于高速运动弹丸,普通高速摄像还会造成弹丸影像模糊拖尾。文中介绍了一种多脉冲激光弹药姿态测试系统,可以排除强烈自发光的干扰,获得清晰的高速弹丸影像。通过试验验证,该测量系统有效可靠,能够较好的满足武器系统威力瞬态测试需求。
针对爆炸冲击波超压测试现场复杂的自然因素和人为因素引起测试失败的情况,为了实现对测试装置的全程检测与控制,设计了一种基于Zigbee、MSP430单片机、CPLD以及两块Flash芯片的全无线操控冲击波超压测试系统。文中详细介绍了系统的功能、硬件设计和程序设计,并进行了实爆实验。通过实爆试验和对试验数据的分析验证了测试系统的全程可控性及测试的准确性。
为提高悬丝支承摆式加速度计在工程应用上的可靠性,对其进行可靠性强化试验研究,结合该类加速度计的FMEA和FTA分析,设计了基于常规试验设备的单应力和综合应力作用下的试验剖面,阐述了摸清该类加速度计极限应力的试验方法,通过试验验证,找出了该类加速度计的工作极限,从而为型号设计和改进工作提供了依据,也为评价同类惯性器件的可靠性水平提供了参考。
针对以往链式回转药仓由于具有多边形效应导致药仓回转运动不稳定,以及现有的推药机构不能对模块药进行同步推送等缺点,设计了一种新型供药装置。利用Ideas建立三维模型,运用ADAMS对供药装置进行仿真。结果表明该装置能够对模块药实现快速、平稳的选取并可以将一定数量模块药同步推送进接药盘,为以后的实践设计奠定了理论基础。
如何优化新型火箭弹的定期检测周期是迫切需要解决的问题。在分析优化检测周期可行性的基础上,通过建立检测周期的数学模型,根据搜集到的部队实际检测信息,计算得到检测周期并提出了优化检测周期的相关建议。结果表明,定期检测周期由2年改为4年能够确保在火箭弹储存可靠度满足要求的前提下大大降低保障资源。
为掌握云雾浓度分布特性,基于燃料抛撒试验与数字图像处理方法,获取云雾浓度分布特性和云雾图像灰度分布特性。结果表明,径向云雾浓度分布与径向云雾图像灰度分布呈相似的波动震荡分布;图像灰度分析方法能定性描述云雾浓度分布特性,为云雾浓度分布特性的研究提供一种简易方法。
为了提高DSP系统PCB的电磁兼容性,文中通过对DSP系统中的电磁干扰形成情况进行分析,确定了DSP系统PCB中电磁干扰形成的主要原因及传播途径。并根据DSP系统的设计特点,通过对PCB板层设计、元件布局设计、布线设计等方面进行分析,提出有效降低DSP系统干扰、提高电磁兼容性的相关措施。文中所提出的设计方法提高了高速电路设计的有效性和可靠性,可为高速DSP系统PCB设计提供有效的技术参考。
针对零交叉点法测量旋转弹箭的地磁方位角时产生的解算误差,分析了解算过程中误差产生的原因,探讨了弹箭转速与测量过程中数据采集步长的关系。最后通过Matlab仿真实例,总结了地磁方位角解算误差随着转速和步长变动的变化规律,在实际工程应用中可以辅助测试人员极大程度降低测量戚本。
