电视导引头伺服系统传动齿隙是产生图像抖动的重要因素,为了分析齿隙大小与图像抖动幅度的关系,文中在某型电视导引头伺服系统模型基础上,采用描述函数法建立传动齿隙的非线性模型,根据推广的奈奎斯特稳定性判据分析缝隙大小对系统稳定性的影响,并用图解法推导计算系统自振频率和幅度,最后推导出齿隙大小与电视导引头图像抖动幅度关系,并通过Simulink建模仿真验证了计算方法有效性。
为从战术层面提高雷达制导反舰导弹导引头截获岛礁区舰船的能力,在分析雷达导引头截获岛礁区舰船必要条件的基础上,建立了导弹、目标舰船与岛礁的位置关系模型,推导得到末制导雷达开机距离、攻击方位同岛目距离差、角度差的关系表达式,为判断是否满足截获条件提供了依据,并进行了仿真分析。研究成果为优化雷达制导反舰导弹攻击岛礁区目标舰船的作战使用奠定了基础。
针对小型战术导弹武器系统,研究测试路径优化、信号采集与处理、数据管理、特征提取、信息融合、模式分类、状态评估、智能判别与决策预示等导弹智能测试诊断技术,正确有效的揭示导弹故障的发生、发展和转移规律,从而为实现小型战术导弹的高效测试、故障精确快速定位,提供理论与技术支撑。
文中从导航电文设计的角度改进了现有的导航系统。通过分析北斗卫星系统导航电文设计方法,提出基于正交频分复用调制(OFDM)技术的导航电文设计。新的电文设计可以实现所有卫星并行传输每颗卫星的星历,可以极大提高中远程反舰导弹载体的定位速度与精度,更有效的利用了有限的导航电文资源,增强了系统抗干扰能力,具有超越现有方法的优势与发展潜力,对提高舰载中远程反舰导弹的飞行精度具有很好的现实意义。
针对当前超视距攻击过程中火控信息存在的不足,为了提高超视距空空导弹作战效能,提出了两点改进措施:目标机动逃逸角提示和最佳发射倾角提示。仿真结果表明:通过增加目标机动逃逸角提示,能够反映目标逃脱导弹攻击区的难易度;通过增加最佳发射倾角提示,能够增加导弹最大可攻击距离。
为了完成某型武器系统的地面综合联试,文中采用PXI总线技术设计实现了某型光纤寻的发控模拟装置。通过研究武器系统工作特点,设计并实现发控模拟装置的软硬件结构,解决了实时响应、远程控制等关键技术,模拟某型武器系统地面发射系统,完成地面综合联试。试验表明,发控模拟装置已成功应用于系统联试,性能良好,工作稳定。
为研究潜射导弹出筒过程中受载特性,基于单向流固耦合技术建立了导弹发射动力学数学模型,分析了两种艇速条件下导弹出筒过程中所受到的截面弯矩载荷。通过和缩比试验测试结果对比,表明仿真结果具有可信性。计算结果表明,导弹受载危险截面集中在弹身中部偏后的位置,且艇速对导弹受载和初始偏转角有重要影响。文中建模方法和计算结果对潜射导弹结构总体设计具有指导意义。
针对飞行器电缆传统设计方法存在效率低、偏差大、电缆走向不合理、设计阶段难以估算质量特性等问题,文中在研究电缆设计原理及Creo三维电缆设计模块的基础上,给出了一种电缆三维协同设计方法,提高飞行器电缆设计效率和电缆网布局的合理性,对飞行器电缆设计有重要的推广意义。文中以某飞行器舱段电缆设计为例,验证了该方法的可行性。
针对弹道导弹威胁评估涉及不确定性因素众多且定性与定量分析复杂的问题,提出了一种基于模糊层次分析法的弹道导弹威胁评估方法。该方法以层次分析法处理流程为主体,将模糊原理应用到判断矩阵的构建和权重的排序中,主要包括satty的1~9模糊标度法、三角模糊原理,同时采用多位专家打分标度的方式,减少各个影响因素的不确定性。最后,通过仿真实例进行了验证,仿真结果表明模糊层次分析法解决此类问题的合理性和有效性。
临近空间独特的环境特点对高超声速巡航导弹的作战使用产生较大影响,需要明确影响的方面和程度。分析临近空间环境要素,提出临近空间高超声速巡航导弹作战能力与优势。针对临近空间环境对高超声速巡航导弹弹道特性、射程、飞行控制的影响开展研究。研究结论具有一定的理论意义与实际价值,可以为高超声速巡航导弹发展提供军事需求牵引和技术发展借鉴。
多级火箭主动段跟踪主要采用基于当前统计模型的解耦卡尔曼滤波方法,当前统计模型的机动参数不能自适应变化时,在级间分离段会出现滤波突跳问题。针对于此,文中提出模型参数自适应计算方法,同时,采用容积卡尔曼滤波方法替换传统的解耦卡尔曼滤波方法。通过对某次火箭飞行实测数据分析,该算法能有效抑制滤波突跳问题,算法的稳定性及收敛性与传统方案相比有较为明显的改善,适用于多级火箭主动段跟踪。
不依赖于卫星的高精度导航定位技术正逐步受到世界强国的重视,新型高性能惯性传感器是实现该技术的关键要素。基于量子效应的原子陀螺极具高精度潜质,文中介绍了两种原子干涉陀螺仪和两种原子自旋陀螺仪的技术方案和工作原理;根据不同方案的特点及其研究现状,较为深入的分析了各种方案优缺点,认为微型核磁共振原子陀螺仪在智能弹药中有更好的应用前景。
为研究某型旋转自稳定灵巧子弹药稳态扫描机理,根据该灵巧子弹药抛射条件和结构非对称特点,通过在弹体内设置非对称布置的质量块,充分考虑结构动不平衡因素,建立了便于量化弹丸动不平衡的弹道运动模型,并进行了数值求解。结果表明:旋转弹体质量非对称分布导致的动不平衡是使该弹丸实现稳态扫描运动的直接原因。简化的6自由度运动微分方程能较为准确的模拟该型子弹药的稳态扫描运动,从而为该型灵巧子弹药的总体设计提供理论依据。
为研究不同量级的TNT装药爆炸冲击波参数相似律,开展了四种药量TNT静爆实验,获取了不同爆距地面测点的压力时间曲线,得到了峰值超压、正压作用时间和正压冲量等冲击波参数,并与文献值进行了对比分析。结果表明,冲击波参数均满足爆炸相似律,当比例距离小于3时,实验数据统计规律较差。通过拟合,得到了适用公斤级到百公斤级TNT爆炸的冲击波参数经验公式。
研究动能块对屏蔽B炸药冲击起爆机制与临界起爆速度。采用AutoDyn-3D仿真软件,对钨合金动能块撞击不同盖板厚度屏蔽装药仿真计算,获得着角0°~80°动能块引爆屏蔽装药临界起爆速度,拟合获得速度与着角函数关系。结果表明,临界起爆速度在盖板不同厚度条件下随着角增大非线性变化。着角大于40°起爆阈值速度随角度增加而增大,但增速不同;着角小于40°盖板厚度大于10mm速度随着角增大而减小,盖板厚度10mm屏蔽装药临界起爆速度具有随机性。
为研究陶瓷/玻纤复合防护结构的层间位置对抗破片侵彻性能的影响规律,文中采用14.5mm弹道枪加载方法进行了30g破片对18mm厚陶瓷(含有3mm厚玻纤包裹层)/20mm厚玻纤复合板的侵彻试验,并获得了破片的最小贯穿速度。同时,通过数值仿真进一步研究了复合板层间位置对抗破片侵彻性能的影响。结果表明,当靶板总厚度为38mm左右,30g破片以1300m/s的初始速度侵彻陶瓷/玻纤复合结构时,陶瓷板与玻纤板的厚度比在0.9～1.7之间时其抗破片侵彻能力较好。
引信的安全性和可靠性一直是该领域研究的热点。基于某引信的瞎火事故,文中介绍了该引信的基本结构和作用原理,采用故障树分析法(FTA)对系统建立故障树,进行失效模式分析,最后给出了引信的故障模式分析结果,找到了引信的薄弱环节及潜在弱点,为防止或减少故障的发生提供有力依据。研究表明,该引信瞎火应是其内部零件变形所致。
为考核气囊动能弹的致伤效应,首先利用控制容积法对气囊静态充气膨胀过程进行了仿真分析,所设计的气囊系统能够在10ms内完成充气膨胀,形成半轴长分别为60mm、60mm、50mm的椭球形气囊。其次,利用ANSYS/LS-DYNA软件对气囊动能弹以70m/s、80m/s、90m/s的初速对人体的动态打击效应开展了仿真研究,得到了气囊动能弹的打击效果图、应力分布云图等,仿真表明速度为80m/s条件下气囊动能弹具有良好的非致命效应和打击效果。
对长细比较大的倾斜发射式火箭弹,在进行发射动力学计算时,除考虑外部影响因素外,还应该考虑火箭弹弹体自身的弹性变形引起的横向振动对起始扰动的影响。为了研究某型火箭弹的横向振动特性对发射过程俯仰角运动的影响,采用传递矩阵法建立了火箭弹的横向振动模型,分别进行了多刚体和刚柔耦合发射动力学仿真。通过发射动力学仿真结果及试验测试结果对比,发现弹体的横向振动特性对该火箭弹发射过程中俯仰角方向运动具有比较大的影响。
针对单室双推力发动机装药在低温点火工况下结构完整性,为了求解损伤的热粘弹性有限元模型,采用增量有限元方法,获取了装药内部的应力应变场。研究表明,在固化降温时,人工脱粘层对装药头部与尾部起到应力释放的作用,避免了装药与绝热层界面的破坏;同时,装药内部Mises应力值较大的部位是过渡段翼尖处与圆柱段表面。在点火时刻,装药环向应变的值较大部位是圆柱段表面。最后,采用文中方法,可应用于指导发动机装药设计与安全评估。
为研究支板尾部结构对煤油/空气混合特性的影响,采用离散相模型对五种支板凹腔构型的超燃燃烧室进行数值仿真,得到了对应煤油分布、涡结构和总压损失情况。结果表明,交错斜坡支板和交错楔形支板均能提高煤油组分混合效率,但也带来较大的阻力和总压损失;楔形块数少的支板更容易产生尺度大且能量大的流向涡,可有效扩展可燃混合区范围;楔形块数多的支板有利于促进近场的小尺度混合,但在远场的大尺度混合不占优势。
针对子母弹火药燃气多活塞抛撒的设计问题,文中以经典内弹道模型为基础,结合流量模型,将子母弹火药燃气多活塞抛撒过程划分为3个阶段,建立了考虑燃气泄漏的火药燃气多活塞拋撒內弹道数学模型。以某子母弹抛撒结构为例,分析了燃气泄漏参数对子母弹火药燃气多活塞抛撒过程的影响规律,并对火药燃气多活塞抛撒结构工程设计中的泄漏面积提出了控制建议,为火药燃气多活塞抛撒结构工程设计提供参考。
针对不同工况条件下的微型脉冲固体火箭发动机侧喷流外流场进行两相流条件仿真研究,除了对不同导弹攻角条件下的两相流进行分析,还探究了弹体表面参数受颗粒的影响情况。研究结果表明:在同一颗粒质量分数条件下,颗粒直径越小,对喷流的控制效果产生消极影响越大;在两相流情况下,颗粒相对干扰流场的结构产生了较大影响,颗粒相对喷流的控制效果起消极作用;导弹处于正攻角时,有利于喷流控制作用,攻角越大,控制效果越好。
为满足升力体高超声速飞行器大气动载荷、低振动频率滚转动态特性的测量要求,研制了滚转组合式轴承弹性铰链机构。设计将轴承和弹性铰链并联,由轴承抵抗大的气动载荷,由弹性铰链精确测量模型滚转角的变化,解决了一体式铰链面临的承载能力和振动频率的矛盾。将该机构先后应用于升力体高超声速飞行器的滚转动态特性试验和战术导弹亚跨声速低振动频率的滚转阻尼试验,均获得良好的试验结果。
为找出1943年弹丸空气阻力定律、航弹阻力定律在全定义域内的有理解析函数经验公式,从而便于通过计算机编程进行外弹道数值解算和求解析解,运用1stOpt数学软件对1943年弹丸空气阻力定律和航弹阻力定律在其全定义域内进行了曲线拟合,对应各阻力定律得到了通用于全定义域的有理解析函数经验公式。这些经验公式均不再分段。其中拟合1943年弹丸空气阻力定律的经验公式最大相对误差为3.271%,拟合高阻和低阻航弹阻力定律的分别为1.914%和3.328%。
为了实现准确控制阻尼片面积达到准确控制弹道修正弹的阻力系数的目的,文中设计了一种新型可控的增加阻力式弹道修正机构。在用ADAMS软件验证机构的可实用性后,用Fluent对该榴弹进行了气动特性仿真。并利用质点弹道方程程序估计了其修正量3。仿真结果表明这种阻力修正机构可以准确控制阻力系数,增阻效果明显,修正量满足需要。
弹道数值仿真是研究弹道特性的重要方法,文中运用弹道理论分析弹道修正火箭弹的弹道特点,利用Matlab/Simulink平台对弹道修正火箭弹的模块化建模方法进行了研究。依据功能模块划分的基本建模方案,确立了以弹体运动、导航参数测量和导引控制为主要模块的建模方案,给出了实际的建模结果。最后,设置仿真初始条件,利用所建弹道模型进行了仿真,结果很好的符合了火箭弹的弹道特点和飞行规律,验证了弹道模型的可行性和有效性。
对再入弹头的小滚转气动力矩及小气动阻尼力矩的测量是其动态风洞试验的重点和难点。基于气浮轴承技术,设计了一套自由滚转风动试验系统,开展了带控制翼再入机动弹头的自由滚转风洞试验。建立了正弦函数形式的小滚转气动力矩模型。运用自适应的扩展卡尔曼滤波算法(adaptiveEKF,AEKF)辨识气动参数。气动参数重构数据表明辨识结果的可信度较高。辨识结果显示,小滚转气动力矩随滚转角速度的降低而减小,滚转阻尼力矩随滚转角速度的降低而增大。
针对普通高速旋转弹丸低命中率问题,建立了有舵弹丸与无舵弹丸数值仿真模型。仿真研究了有舵弹丸相对无舵弹丸关于阻力、升力、滚转力矩及其系数以及射程和横偏的影响,结果表明:在保证弹丸飞行稳定的基础上,有舵弹丸在减旋情况下相对于无舵弹丸射程、射高､横偏减小;适当控制鸭舵姿态可以修回安装鸭舵机构带来的射程损失,同时对发生偏离弹丸进行有效修偏。
为了研究攻角对空心弹阻力特性的影响,应用Fluent软件仿真3种典型空心弹结构方案空气动力流场,分析攻角对空心弹流场构型的影响,得到了不同马赫数、不同攻角下的阻力系数。结果表明:外锥形空心弹在16°攻角以内均未发生阻塞;混合锥形空心弹和内锥形空心弹临界阻塞速度随着攻角增大而变大,当攻角大于8°时,临界阻塞速度急剧增大。内锥形空心弹结构方案阻力系数受攻角影响较大,建议慎重选用;外锥形空心弹结构方案阻力系数受攻角影响较小,建议优先选用。空心弹阻力系数随着攻角的增大而增大,当攻角大于4°时,阻力系数增加很快;不带一次项的二次函数式可以较为准确的描述混合锥形空心弹和外锥形空心弹阻力系数与攻角的关系。
为了研究组织因素对地空导弹人机环系统研制、生产和使用部署中人为差错的影响,在构建组织视角下系统人员安全行为分析框架的基础上,建立了基于直觉模糊有序加权算子和模糊认知图的直觉模糊认知图模型,并进行模拟仿真,揭示了组织因素对地空导弹人机环系统人员感知行为、决策行为以及执行行为的影响机理。结果表明,该模型能够很好的描述组织因素影响地空导弹人机环系统安全行为的动态机理。
针对在低信噪比条件下雷达辐射源信号识别率低的问题,提出了一种基于小波脊线特征提取的雷达辐射源信号脉内调制方式识别方法。该方法使用新的改进Morlet小波提取信号瞬时频率,变换后提取其二次特征用于分类识别。计算机仿真结果表明本方法提取的特征向量具有良好的识别能力,在2dB的低信噪比条件下,平均识别率可达到90%以上,通过与现有方法进行对比仿真验证了本算法在低信噪比环境下的优越性。
针对低信噪比下机动目标的调频步进雷达成像问题,提出基于Radon-分数阶模糊函数(RFRAF)的方法进行积累成像的方法。在分析了机动目标的调频步进雷达回波信号特征的基础上,将目标回波信号在RFRAF域进行匹配和积累,通过峰值搜索出目标的运动参数,并构建补偿函数实现机动目标运动补偿,从而获得目标精确ISAR像。计算机仿真结果进一步表明了该方法能在低信噪比下稳健成像。
提取准确的最佳发射极化是提高目标回波功率的有效方法。研究了目标回波功率与雷达发射波极化的内在规律,指出目标回波功率与发射波极化满足余弦关系,在此基础上,提出了一种提取最佳发射极化的新方法;仿真结果表明,存在干扰时,现有方法提取的发射极化将偏离真实值,而该方法仍能准确提取最佳发射极化。说明了该最佳发射极化提取新方法具有可行性和优越性。
目前转速测量的方法通常采用雷达法和光学高速摄影法,但其测量方法成本高、不能实时显示数据。因此设计了内测法测量弹丸的转速,将测试装置放置在弹丸内部,利用薄膜式地磁传感器切割磁感线产生感应电动势来反应弹丸的转速变化,并提出了处理转速的新方法——中心点处求法。通过多次实验,验证了该系统的可行性,与现有方法相比,测得结果误差小、精度高,对今后研究弹丸的章动参数都有很高的参考价值。
针对单一特征量无法准确识别目标的缺点,文中利用特征组合方式进行目标粗识别。首先,利用基于图相似性分割方法提取目标的二值图像;然后,计算目标仿射不变矩并利用分类器进行聚类分析;最后,通过最小外接矩形法提取目标几何参数,并依据图像分辨率计算出实际目标参数,且与舰船目标配属库进行比对,实现目标粗识别。实验结果表明,该方法鲁棒性强,易于实现,通过实测数据可以识别出舰船目标类别。
文中介绍了一种基于XILINXSpartan-6系列FPGAXC6SLX45设计实现的图像处理及叠加系统。系统接收上位机的通信、控制信息,从分辨率为720像素×576像素的两路差分PAL任选择一路作为输入,同时查找字符库并叠加到视频源,处理后转换成格式为800像素×600像素的DVI-D和VGA两路视频后同时输出。实际应用表明了设计方法的可行性和有效性。
为提高机载光电吊舱进行目标定位的精度,研究吊舱的设备测量误差对目标定位精度的影响,推导了目标定位方程,并建立了目标定位的扩展卡尔曼滤波(EKF)模型。通过在Matlab/Simulink中进行仿真,定量分析了吊舱的测距误差、高低角和方位角误差对目标定位精度的影响。结果表明定位误差可以在2s的时间收敛到5m,提高了定位精度和收敛速度;分析测量误差对定位精度的影响,可为吊舱的精度分配或改进提供理论依据。
相关干涉仪体制可以获得未知辐射源电磁波的相位信息,借助相关算法解算出波达角,在工程上得到了广泛应用。但天线相位往往会受平台影响发生畸变,并导致测向偏差。文中基于干涉仪体制,采用遗传算法对测向系统的基线和权值进行了优化。结合典型实例,比较分析了优化前后测向误差的变化。证明该方法能够显著改善测向精度,提出的方法对机载测向具有实用意义。
针对多径信道下传统的OFDM信号子载波调制方式识别方法存在识别率不高,判决门限不易确定,子载波调制方式识别不全面等问题,提出一种基于MFCC的OFDM信号子载波调制方式识别方法。利用语音模型下的识别算法提取OFDM信号的MFCC特征参数,计算出各阶MFCC特征参数的平均标准偏差和平均变化率,并将两类参数的组合作为OFDM信号子载波调制方式分类特征量对子载波调制方式进行识别。仿真实验结果表明,该方法能够有效实现多径信道下OFDM信号子载波多种调制方式的识别,且识别性能优于传统方法。
