文中对空基拦截弹反高超作战中的射击要求、杀伤区、攻击区、射击机会等典型作战问题进行了定性研究。首先通过仿真提出了拦截弹适宜的攻击方式,其次通过研究弹目相对位置提出了杀伤区和攻击区的形式,讨论了二次拦截的条件,最后明确了拦截弹的部分性能参数与射击效能的关系。研究结果表明杀伤区和攻击区范围与拦截弹速度和机动能力呈正相关关系,而减小中末段距离、减小高抛段水平距离、减少毁伤评估时间可以增加二次拦截机会。
针对高超声速飞行器仿真模型是否可信的问题,在对常用模型验证方法优缺点与适用范围分析的基础上,提出高超声速飞行器仿真模型验证方案。采用时、频域方法,对高超声速飞行器仿真模型进行验证,得出仿真模型的可信度。实验结果表明,采用时、频域分析方法,为高超声速飞行器仿真模型的可信度评估提供了一种较为有效的方法和途径。
雷达导引头跟踪超低空目标时,由于目标镜像多径干扰会引起单脉冲跟踪指示角误差。文中建立了存在镜像目标时的单脉冲差和比模型,推导了单脉冲跟踪指示角误差模型,得到了开环与闭环跟踪模式的指示角解析表达式,仿真分析结果表明,对于开环跟踪,当镜像目标与真实目标相对相位相差180°时,指示角误差最大;对于闭环跟踪,指示角误差偏离程度与弹目距离、目标高度、天线增益、反射系数相关,弹目距离越近,指示角波动幅度越大。
综合考虑飞行动力学和气动弹性力学的相互影响,基于结构弹性模态和刚体飞行模态,耦合求解非定常气动力和结构动力学模型,研究大长细比导弹受弹性变形影响时的纵向稳定性。研究发现,大长细比导弹的弹性特征明显,结构弹性变形和刚体运动之间的相互影响不容忽视,分析大长细比导弹稳定性时需要将结构弹性变形与刚体运动统一起来进行研究。考虑刚体俯仰模态后,导弹的稳定性发生显著变化,系统由稳定变为不稳定,在较低动压下系统失稳,主要表现为俯仰模态的静失稳发散。来流动压和结构刚度会影响大长细比导弹的纵向稳定性。
为解决在末制导阶段引入直接力控制的时机问题,提出了一种基于模糊规则的设计方法。文中以应用广泛的比例导引律为基础,将剩余时间、目标机动、导弹需用过载、导弹速度这四个影响直接力引入时间的因素综合考虑,对直接力引入时机进行分析,利用模糊规则将四者综合,得到直接力引入时机。通过数字仿真,验证了该设计方法能够有效解决在末制导阶段直接力引入时机问题。
针对高超声速飞行器不确定模型,设计了一种基于跟踪微分器的反演控制器。引入跟踪微分器,在存在量测噪声的情况下,对弹道角和攻角进行有效重构。分别设计了基于动态逆的速度控制器和基于反演的高度控制器,并利用跟踪微分器解决了“项数膨胀”问题。为了保证控制器对模型参数摄动的强鲁棒性,设计了一种新型干扰观测器。仿真结果表明,所设计控制器鲁棒性强,并可提供良好的跟踪效果。
机动对抗是空中目标反地空导弹射击的重要手段。如何确定地空导弹对机动目标的射击时机是一个复杂的问题。现有解决问题的方法主要是数学计算结合图上作业,其缺点是计算复杂,效率较低,应用不便。文中在研究空中目标的典型水平机动方式和两种作战模式下地空导弹对机动目标射击时机要求的基础上,提出了一种新的算法。这种算法通过平面栅格化、虚拟航迹、逐点判定、搜索平面、计算结果处理等5个步骤,能够解决地空导弹对机动目标射击时机的确定问题。仿真实验结果证明了算法的正确性和有效性。与数学计算结合图上作业的方法相比,搜索算法具有通用性、简便性和实用性的优点。
针对中远程空空导弹发射后的效能评估问题,文中提出了基于导弹射后攻击区的动态效能评估方法,阐述了动态评估的方案、原理和模型。并基于某型中距空空导弹数学模型,验证了在典型空战态势下该评估方法的作用。仿真表明,基于射后攻击区的动态评估技术能够为飞行员提供更多态势信息,有利于提高作战效能。
为了分析某型空空导弹攻击区在多影响因素下的变化规律,提出了基于仿真数据建模的研究方法.使用四阶龙格——库塔法对攻击区快速模拟模型进行解算,计算结果存为数据库形式,并在此基础上对仿真数据进行二次建模分析.仿真结果具有良好的可视性,方便研究人员对其进行分析和利用,并且通过与现有结论进行对比,也证明了这种建模分析方法的科学可靠性.
提出一种基于目标识别和超分辨测向的反辐射导弹智能记忆抗诱偏方法。针对多信号条件下,反辐射导弹对目标辐射源的识别和抗诱偏摧毁问题,分别采用基于谱特征的信号识别方法和小型圆阵基础上的超分辨测向算法,设计了系统框图,给出了方法工程实施方案。仿真证明该方法能够有效识别多种信号,测出诱偏条件下多个信号源位置信息,能够抗关机、抗诱偏。
针对滚转高动态变化的旋转弹丸,考虑成本和体积限制,提出了一种仅依靠磁阻传感器的智能测姿方法。该方法根据旋转弹的飞行特点,通过飞行转台模拟弹丸飞行姿态,采集数据作为人工神经元网络的训练样本,训练后通过前馈网络在线辨识和估计俯仰角后计算滚转角。采用自主研制的低成本微惯性组件与商用惯导产品进行了对比实验,实验结果表明,所提方法可行,解算的姿态精度控制在1.5°以内。
由于舵翼面安装误差、发动机推力偏心及各种随机扰动的综合影响,火箭弹有可能出现较大幅度并发散的锥形运动导致试验失败。文中通过锥形运动的机理分析,提出当纵横向运动频率接近或交叉且弹体振荡幅度较大时才会出现锥形运动发散。仿真结果表明,通过火箭弹纵横向运动频率及振荡幅度的数学仿真,可给出舵翼面安装误差及发动机推力偏心的控制要求。
针对串联攻坚弹前级战斗部爆炸时,后级引信会承受过载和冲击波超压场双重环境的作用和影响,提出基于过载-超压耦合法的后级引信结构强度计算方法。该方法通过建立后级引信的过载超压耦合有限元模型,并施加过载-超压耦合载荷计算后级引信结构件的应力、应变,分析和校核引信的结构强度。试验结果表明:基于过载-超压耦合法的仿真分析结果与靶场试验结果相近,该方法可用于后级引信结构强度的设计和校核.
针对云爆战斗部二次起爆引信静爆试验过程中起爆时间偏差较大的问题,采取提高电路稳压可靠性、增加电缆传输线切断功能及优化电路板布线设计等抗干扰方法,提高了二次起爆引信抗干扰能力,并通过引信系统时序试验、静爆试验验证,结果表明:能够抑制一次起爆所产生的冲击、燃料及爆轰产物叠加产生的复杂场的干扰,解决了时间偏差较大的问题,延时引信时间准确,抗干扰方法有效,提高了起爆引信的作用可靠性。
为解决低速滚转末制导炮弹在高原环境下的适应性问题,对低速滚转末制导炮弹在不同海拔条件下飞行特性进行研究,分析了高海拔条件的环境特性,末制导炮弹在不同海拔条件下的转速和过载变化特性,弹体增益和弹体阻尼的变化情况,提出了低速滚转末制导炮弹在高原环境下使用的改进方法,并以某低速滚转末制导炮弹为例进行了弹道仿真,验证了分析结果和改进方法的正确性,为低速滚转末制导炮弹的高原适应性设计和改进提供了参考依据。
带尾翼稳定装置的弹丸,尾翼在张开过程中会受到膛口流场的强烈扰动,导致尾翼结构变形甚至损坏,致使弹丸不能正常飞行。因此有必要对含尾翼弹丸的膛口流场进行数值模拟分析。运用三维N-S方程结合FLUENT局部重构法,对弹丸飞出制退器以及尾翼张开过程的膛口流场进行数值模拟和分析;根据数值仿真结果分析了膛口流场对尾翼受力状况和运动状态的影响;所得结论对研究膛口气流流动,尾翼的结构设计及后效期有效张开具有一定参考意义。
冲压发动机控制系统一般通过设置必要的限制函数来防止发动机出现不稳定工作状态,在尽可能大的范围内进行推力调节,从而使飞行器的性能较优。文中在分析固体火箭冲压发动机控制难点的基础上,对发动机转级之后的工作过程提出了4种控制方案,并进行了对比分析。文中研究内容可以为固体火箭冲压发动机控制方案的选择提供一定参考。
文中针对某型固体火箭发动机低温地面试车时出现的燃烧不稳定现象进行了研究。通过对试车数据进行FFT分析基本确认该燃烧不稳定现象属于声不稳定。结合对燃烧不稳定抑制措施的讨论和相关工程经验,针对性地采取调整弹道稳定剂含量和粒径,并适当提高二级工作压强等措施后,再次进行低温地面试车。试车结果表明燃烧不稳定现象基本消除,说明采取的措施有效,可为同类型固体火箭发动机工程研制提供借鉴。
为解决固体火箭冲压发动机转级马赫数较低,进气道抗背压能力较弱,发动机提供推力较小的缺点。首先,对单级轴流式压气机叶片优化设计,采用人工神经网络与遗传算法寻优相结合的方法,优化结果表明:提高了效率和增压比。将优化后的压气机作为增压装置放置于进气道扩张段,数值模拟有增压装置及无增压装置两种条件下的进气道,结果表明:增压装置有效的改善了进气道流动性能,提高了抗背压能力,进而提高了发动机推力。
针对钻地炸弹落角大、质量重、机动能力差的特点,文中采用Gauss伪谱法求解了同时满足路径约束和终端约束条件下的过载最小最优弹道。利用全局插值多项式估计将非线性弹道方程转化为离散的代数约束方程,从而将复杂的非线性最优控制问题转化为非线性规划问题。通过仿真对比得出基于伪谱原理的优化弹道全程过载均匀且最低,较好的实现设计任务,体现了文中的最优弹道设计方法的有效性和应用潜力。
发射装置中采用的易碎盖开启方式涉及复杂的流动现象。针对发射箱后盖达到开启条件后边界条件的变化对流动计算带来的困难,采用动网格技术模拟后盖脱落运动过程,并利用分区边界的类型变化模拟后盖破裂过程,对易碎盖开启过程发射箱内的流场变化情况进行了研究。通过对比后盖达到开启条件后边界的不同处理方式所对应的流场情况,认识到达到开启条件时后盖运动和破碎过程对发射箱内燃气扰动波的产生和传递有重要影响.
为了向阻尼式一维弹道修正机构优化设计提供数据参考。通过提出一种双层六片式阻力修正机构,以155mm口径旋转稳定炮弹为研究平台,应用仿真软件研究该修正机构开槽后对弹丸气动力特性的影响。获得了修正机构开槽前后弹丸在不同马赫数下的气动力参数,并通过弹道程序评估了修正机构开槽前后的修正能力。研究结果表明:新型阻力修正机构展开过程稳定可靠,用时0.5ms左右;修正机构开槽后,其修正能力有所上升。研究结果可为一维弹道修正弹的技术研究提供帮助。
文中着重介绍了投影图像法在立式风洞中的应用,伞弹稳态扫描试验的试验方法、试验设备、图像采集与处理方法、以及伞弹稳态特性研究。研究结果表明:实验系统工作正常,测量系统测试到了伞弹系统的弹体姿态及扫描角等参数,弹体平均转速的测量结果和外场试验的测量值基本一致。
为发展具有精确打击能力的制导弹药,研究基于120mm口径的一对NACA翼型鸭式布局二维弹道修正迫弹的弹道特性。在采用Fluent软件得到新型制导弹丸的气动力系数的基础上,引入两种方式的重力补偿比例导引律进行末制导,得到了不同比例导引方式下的弹道仿真数据,最后对仿真结果进行分析。结果表明,新型制导弹丸具有较好的弹道修正能力,且使用重力补偿比例导引方式可大大降低过载,为基于一对NA-CA翼型鸭式布局制导迫弹的设计提供依据和参考。
为了预估具有瓦片翼的旋转子弹气动特性,文中采用求解准定常流场的方法,对其进行数值模拟,结果表明:不旋转状态下数值模拟的结果与实验值一致性较好,高阻力、低升力的特点与常规弹箭正好相反,但是法向力特性与常规弹箭一致;旋转状态下低转速时法向力和静态参数类似,但高转速时法向力出现了反号,转速对俯仰力矩的影响也不同;提出旋转状态的气动参数m不能判定静稳定性,并采用火箭外弹道学对导弹稳定性的判定准则对旋转子弹动稳定性进行了分析。
为了研究次口径舰炮制导炮弹弹托与炮弹的分离安全性及分离过程中的气动干扰,采用基于动网格技术的非定常CFD数值模拟方法,同时耦合求解弹托六自由度弹道方程,对弹托与炮弹的分离过程进行了模拟计算。给出了分离过程中炮弹和弹托各自的气动特性,及弹托分离轨迹和姿态角变化规律,分析了弹托与弹体间的气动干扰特性。结果表明,弹托能够与炮弹安全分离,在分离初期炮弹和弹托之间存在显著的气动干扰,分离一定距离后弹托对炮弹的气动干扰消失。文中为次口径舰炮的弹托分离技术研究提供了数据支撑和理论依据。
天平安装过程中会产生装配应力,对元件输出值存在干扰,影响测量准度。针对此现象,文中在保证天平整体外形尺寸不变前提下,用有限元的方法研究了浮动框螺栓的紧固程度和浮动框厚度对天平测量准度的影响。结果表明:装配应力不平衡会使测量结果准度下降,浮动框的厚度也影响测量结果。风洞天平在试验中应尽量平衡装配应力,选择合适的浮动框厚度,以提高测量的准确性。
为了在实验室条件下检测导弹关键部件的抗过载能力,提出了一种离心转盘模拟试验方法。根据合成加速度的二维矢量分配原理,利用离心机带动转臂提供持续的动态加速环境;采用位置速度时间运动控制模式,利用转盘对其合成加速度实时跟踪和矢量分配,进行二维动态加速度的同步加载,实现导弹加速度过载环境的模拟。仿真和试验结果表明了该方法的可行性和有效性。
针对高精度测速雷达系统跟踪测量数据所存在的模型误差问题,分析其距离和变化率测速测元数据的模型误差对航天器飞行弹道参数确定的影响情况,建立了相应模型误差引发弹道参数误差的计算分析模型。通过仿真计算及定量分析,得出模型误差引发的目标弹道参数确定的误差范围及趋势。此方法可为飞行目标的弹道参数确定提供有效的分析手段。
太空太阳能电池阵服役期间易遭受空间碎片的撞击,在3~5km/s的速度范围内进行了太空太阳能电池阵超高速碰撞毁伤特性的数值研究与实验验证。得到了不同时刻的应力云图及碰撞速度与穿孔尺寸的关系曲线。研究表明:碰撞位置产生椭圆形穿孔,碰撞在中心位置时,穿孔尺寸在长轴和短轴方向均随速度的增加而增大,最后趋于定值;玻璃盖片出现放射性裂纹。数值模拟与实验结果基本吻合。
因传统滤波跟踪方法在精度和速度上难以兼得而不能满足MIMO系统直接用于自动瞄准射击系统应对高速多目标捕获跟踪的需求。为此,文中提出一种适用于MIMO雷达系统的自适应ghk滤波跟踪瞄准器。其主要原理是针对多目标变加速运动,在构建由位置增益、速度增益和加速度增益组成的变加速运动状态模型的基础上,提出并解算加加速度滤波方程,然后通过动态调节角度变量参数,实现跟踪误差最小化。实践表明,针对高机动运动目标,能很好解决MIMO雷达系统精度和收敛速度的矛盾问题。
针对传统载波跟踪环路对弱信号跟踪误差较大的问题,提出了线性卡尔曼滤波器载波跟踪算法,算法以载波相位差作为状态量,以鉴相器的输出作为观测量,将原增益矩阵与跟踪项相加作为线性卡尔曼滤波的增益矩阵。仿真实验结果表明,在信噪比为-30dB时,快速收敛算法仍能保持对信号的跟踪,而传统算法已经失锁,相对于传统载波跟踪算法,快速收敛的卡尔曼载波跟踪算法能够有效提高跟踪的精度,并且收敛速度较快。
为了解决靶场试验测试中冲击波压力传感器的动态标校问题,文中在对现有标校方法分析的基础上,设计出一种基于小药量炸药爆炸为驱动源的压力传感器动态标校装置。该装置采用组合式结构,可同时满足对多个压力传感器的动态标校,并且能够对同一量程多个传感器的一致性进行评估。经试验验证,通过该装置获取到传感器灵敏度系数的误差率小于10%,可以满足靶场试验测试传感器灵敏度系数的动态标校。
为了研究鱼雷声自导性能,有必要对自导系统检测概率进行分析。从自导接收机信号处理方式、检测概率与检测阈的关系出发,提出了基于信号余量的被动声自导检测概率计算方法。仿真结果表明,鱼雷声自导系统被动检测概率在距离上成三种分布。在一定距离内,检测概率均超过0.5;在远距离上仅有极个别深度可检测到潜艇目标;在前两者之间,检测概率受深度影响较大,因此有必要进行深度上的优化选择。
由于载机姿态扰动的存在,机载跟瞄系统需要隔离载机扰动,同时消除光轴与目标视线角之间的误差。文中采用伺服电机作为执行机构,选择速率陀螺和电位计作为传感器。针对跟瞄系统任务需求设计了扰动隔离与精确对准两个回路的控制器,针对伺服系统中存在的非线性摩擦特性设计了摩擦补偿器。仿真结果表明,所设计的跟瞄系统响应迅速,稳定性好,扰动隔离能力强,瞄准误差小,满足一般火控系统的指标要求。
为了提高导弹实验室可靠性鉴定试验的可信性,首要的是准确复现导弹发射飞行环境条件。文中在对某型导弹发射飞行力学环境实测的基础上,对获得的实测数据进行了必要的分析处理,给出了振动实测谱和规范谱的归纳方法。在此基础上,形成了用于实验室可靠性鉴定试验的振动试验条件。实践表明该方法满足工程应用需要,操作步骤取舍得当,易于实现。
研究了多部被动传感器交叉定位优化配置问题。在两部传感器与目标处于最优交会角时引入第三部传感器,通过数据压缩进行融合定位,并通过不敏变换消除非线性变换引入的误差。在定位模糊椭圆准则下给出了融合定位效果优于两部传感器交叉定位效果时第三部传感器的布局特点。得出的相关结论对多个被动传感器的优化配置及提高目标定位精度具有一定的实际意义。
灰度重心法对星敏感器星像点进行质心定位,存在周期性系统误差,且高斯半径越小,误差峰值越大。为了对该型误差进行补偿,以积分型高斯点扩散函数为理想模型,所生成的星像点作为参考灰度数据,在时域上对灰度重心法开展仿真分析,对系统误差进行曲面拟合,拟合结果经过一阶泰勒展开处理,获得了误差补偿模型。仿真结果表明补偿算法显著提高了质心定位精度,高斯半径小至0.35像素,补偿后的质心定位精度优于10⁻³像素。
雷达对抗中,转发式欺骗干扰能以较小功率实现对回波信号的有效压制。由于干扰信号从主瓣进入,传统抗干扰技术手段很难奏效。为此,文中提出了一种基于掩护信号的欺骗干扰对抗方法。针对转发式干扰机干扰通道资源有限的弱点,通过掩护信号的设计使用,对干扰侦测系统进行有效引导,使干扰频率、波形锁定掩护信号,有效保护跟踪信号。仿真结果表明,该方法能有效降低跟踪频率被干扰概率。
雷区通道分析对于布雷弹封控效能评估和确定射击方法具有重要意义。文中提出一种基于网格化势场的布雷弹封控区域通道分析方法,该方法将雷区等效成网格化的势场,在此基础上分析运动目标在该场内的运动规律,根据目标的运动规律确定雷区通道,该方法不仅能判断通道的存在性还能求出通道的具体位置,为布雷弹封控效能研究提供了一种新的方法。仿真结果表明,射击误差是影响通道数目的重要因素,缩小射击误差能够有效提高封控效能。
为分析箔条干扰极化特性以及提高制导雷达基于极化特性差别的抗箔条干扰能力,建立不同密度、形状、分布的箔条云空间模型,将电磁场数值计算方法引入到箔条云极化散射特性的计算,计算结果表明箔条云雷达截面积大小与密度成正比,且满足全极化大于同极化、同极化大于交叉极化的规律,同时计算得到了极化散射矩阵各元素数值。研究结论对于建立真实的模拟战场环境、开展雷达的抗极化干扰实验、改善雷达性能具有重要意义。
为实时解算某型火箭发射装置俯仰系统重力矩,基于质点系等效质心原理推导出任意载弹模式下重力矩算法模型,采用Matlab编程实现算法并同Pro/E测量计算实际值对比分析。仿真结果表明,该算法满足任意载弹模式下重力矩实时解算要求并达到较高精度,有效解决当前采用Pro/E软件测量并计算重力矩方法工作量大且通用性差等缺点,极大的提高研究效率。
为了准确分析在云、雨、雾等气象条件下,DSP卫星对弹道导弹探测概率的变化规律,文中通过分析DSP预警卫星系统覆盖范围以及对弹道导弹的探测能力,仿真计算了不同观测角下卫星探测概率随降雨强度的变化关系,以及相同降雨强度下导弹主动段飞行时间对DSP卫星探测概率的影响规律,并在此基础上提出了合理利用气象条件以提高弹道导弹主动段的突防能力的相关对策。
在弹载测控系统地磁检测的背景下,针对传统硬件滤波的缺点,提出了一种基于FPGA芯片的滤波处理方法。根据地磁采样数据的性能指标,通过Matlab计算出满足要求的滤波器结构与系数,利用Verilog语言完成FPGA的板级设计。并针对IIR滤波器非线性的特性,设计出一种基于相频响应曲线的相位补偿方法,实现了信号的线性跟随。实验证明,基于FPGA的滤波处理运算速度快,系数改变灵活,滤波效果好,具备良好的实用性。
