为有效提高比例导引制导反坦克导弹近射程作战能力,需研究制导刚度受限时,不同结构自动驾驶仪对制导精度的影响。首先对反坦克导弹比例导引制导系统形式进行了阐述;然后给出常用的自动驾驶仪,并对不同自动驾驶仪的动态性能进行对比分析;最后分析对应的线性比例导引制导系统模型,得出在制导刚度受限条件下,阻尼回路自动驾驶仪对应制导系统制导精度最高。
姿态角作为四旋翼飞行器重要飞控参数,对稳定飞行起着至关重要作用。针对姿态的检测问题,搭建了以STM32F407VG、MPU6050和AK8975组成的姿态检测系统。采取四元数法描述飞行器姿态,通过共轭梯度法对加速度计和电子罗盘测量数据做最优处理,得出的数据融合参数修正陀螺仪累积漂移误差,从而达到最佳融合效果。结果表明该检测及数据处理系统简单可靠,性能稳定,计算量小,能够满足四旋翼飞行器对精度和实时性的要求。
为了研究车载导弹武器系统中关键构件柔性变形对导弹发射的重要影响,应用刚柔耦合动力学理论,在虚拟样机软件ADAMS中建立车载导弹刚柔耦合动力学模型。采用有限元和Beam梁理论分别建立柔性体模型,将其导入ADAMS中完成装配。通过对仿真结果的对比分析,得到了两种柔性体对导弹初始姿态和离轨参数的影响规律。结果表明利用有限元建立的柔性体精度更高,更符合研究需要。
该文研究了弹道系数未知的弹道再入目标的跟踪问题。针对现有再入目标跟踪方法对弹道系数初值设定以及噪声协方差的设置比较敏感的问题,采用了数值精度高、稳定性好且计算量较小的求容积卡尔曼滤波(CKF)算法作为跟踪滤波器,并分别设计了由不同弹道系数模型构成的交互式多模型(IMM)算法以及由不同噪声协方差模型组成的IMM算法。仿真结果表明,该文设计的两种IMM算法都能显著提高跟踪精度以及对弹道系数估计的收敛速度。
利用解析与有限元方法分别对3种结构形式的导弹边条翼夹板进行了强度对比分析。分析得出了这3种形式夹板的受力特点以及承载能力的强弱。在此基础上,进一步采用有限元方法对不同形式夹板两两组合运用时的力学性能进行了数值仿真对比,给出了各组夹板的应力分布规律,推荐了较优的组合方案。最后对夹板厚度进行了优化设计。文中研究可为夹板结构设计提供参考依据。
复合材料弹翼是为巡飞弹提供升力的重要结构部件,其减重设计是巡飞弹结构设计中的难点。文中以巡飞弹复合材料弹翼结构为研究对象建立有限元模型,并基于OptiStruct复合材料多级优化的功能,在刚度、强度及复合材料铺层工艺等约束边界条件下,通过对弹翼上下蒙皮和翼梁分级优化,最终使得大展弦比巡飞弹碳纤维复合材料弹翼结构减重达61%。
为研究导弹发射时格栅式贮运发射箱易碎易裂盖自动开盖技术,文中建立了导弹和贮运发射箱二维模型,并求解非定常、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程组和RNGk-ε湍流模型方程。结果表明:在格栅干扰下,燃气射流在冲破后盖过程中产生了更加强烈的扰动波;扰动波以超音速向前流动,并在前盖产生压力峰;扰动波速度和前盖压力峰值均与其强度正相关。仿真结果和试验相符,表明格栅式贮运发射箱自动开盖技术具有工程应用价值。
为了为某舰炮弹丸弹底触发引信惯性前冲发火机构对海射击时的动态特性设计和评估提供参考,借助ANSYS/LS-DYNA软件,采用任意拉格朗日欧拉方法,仿真了该弹丸不同落速、不同落角的入水过程,得到不同落速、落角和是否自转等条件下的弹丸入水前冲过载。落速或落角越大,前冲过载越大、过载峰值宽度越小;小落角入水过程中弹丸姿态不稳定,易发生跳弹,使前冲过载减小,甚至消失,并产生较大径向过载;自转对该弹丸入水前冲过载影响较小,可忽略;落速250m/s、落角5°时的过载是引信惯性发火机构发火准确性设计要考虑的可信极限弹道环境,前冲过载峰值约为287g,持续时间约为1ms。
为分析离散杆与EFP复合战斗部对典型战斗机毁伤效应,根据强度等效原则,采用动力学有限差分程序建立了数值模拟模型。采用流固耦合与接触算法,模拟了爆炸冲击波、离散杆条、EFP3种毁伤元爆炸形成过程,以及典型弹靶交会条件下对飞机的联合毁伤效应。分析获得3种毁伤元对飞机各部分结构破坏、对油箱引燃概率的初步规律。研究结果对新型防空战斗部杀伤元素的设计及毁伤效应评估具有重要的参考价值。
针对高速、厚壁巡航导弹及反舰导弹无法通过传统的破片及MEFP战斗部有效击穿/击爆的工程难题,文中提出一种新型集束定向EFP战斗部结构,选用侵彻能力较强的钽-2.5钨合金药型罩,通过点起爆方式在一定空间内形成飞散的集束EFP,采用非线性动力学软件AUTODYN-3D进行数值模拟,得到不同位置药型罩所形成EFP毁伤元的形状、速度以及飞散规律,并通过试验进行验证。试验中集束定向EFP飞散角与数值模拟结果基本吻合,验证了该战斗部设计的可行性,集束定向EFP战斗部具有良好的应用前景,可为我国防空反导弹药和反轻型装甲弹药高效毁伤战斗部提供指导。
为了减少非致命弹药爆炸产生的金属破片数量,设计了金属延期管抛离结构,根据点火药燃烧特点和结构作用原理,分析了抛离过程,建立了抛离弹道模型,得到了延期管内点火药气体压强变化和延期管速度变化规律,并利用高速摄影对试验过程的影像分析,结果表明仿真所得最大速度与实际测试值的误差仅为0.5m/s,说明数学模型合理,为延期管抛离结构的设计与优化提供了理论指导。
针对末敏弹稳态扫描参数恒定,扫描规律一定,对不同参数目标,可能导致漏扫甚至无法及时发现目标的问题,提出了一种基于目标速度与长度的扫描角自适应调整方法。建立了末敏子弹扫描目标的关系模型,通过MATLAB进行了初始扫描角以及稳态扫描扫描角的确定。仿真结果表明:文中提出的扫描自适应调整方法,能快速调整扫描角,提高了扫描效率,便于及时发现目标,对末敏弹设计提供了一定的理论支持和数据参考。
文中研究了在一系列弹体着速下,复合板的复合顺序对复合板的弹道特征量的影响。文中建立了两种不同复合顺序下弹体正侵彻复合靶板的模型,运用显示动力分析软件ANSYS/LS-DYNA,对弹体正侵彻复合靶板进行了数值仿真。单独分析和对比分析两种模型的弹道特征量,得出复合板的抗侵彻能力随复合顺序和弹体着速改变的规律。数值分析的结果对提高复合装甲的抗侵彻能力具有一定的参考价值。
针对当前水下冲击波超压测试中存在仪器布设繁杂、采样频率低、关键数据难以及时获取等问题,设计了一种水下冲击波超压存储系统。提出双级流水线循环存储结构实现数据高速存储,运用触发地址回溯检索算法精准定位有效数据存储位置,以ZigBee无线网络交互通信完成测试系统的智能配置、状态监控和关键数据及时提取。试验表明该系统能以10MB/s的速率完整记录冲击波超压瞬态信号,具有智能化、易布设等特点,适用于水下冲击波超压信号的测试。
针对炮射末敏弹射表编拟中出现的新课题,对炮射末敏弹开舱高度的影响因素进行了分析。结合炮射末敏弹的使用特点,给出了炮射末敏弹射表编拟中开舱高度的技术实现途径。建立炮射末敏弹弹道数学模型,确定炮射末敏弹射表的格式,并给出使用射表的方法。最后在极限的射击条件下对射表精度予以检验。检验结果表明:开舱高度的设计方法合理有效,可以为所有炮射末敏弹的射表编制提供依据。
为进一步提高侵彻威力,设计了一种杆式周向多爆炸成型弹丸战斗部方案。利用数值模拟方法,对外衬结构参数不同的战斗部进行模拟仿真,分析外衬对药型罩初速分布及弹丸成型的影响。模拟结果表明,优化外衬的结构参数,可以控制药型罩速度梯度,进而控制弹丸成型形状,最终所设计战斗部可成型长径比为4:1的密实杆式弹丸,弹丸可穿透30mm厚45钢。研究结果表明,在线形药型罩外侧布置贴片,可以控制弹丸成型后的形状。
依据部分弹道的弹道轨迹测量数据,准确预报弹道落点,是弹道修正弹药智能化的关键技术。综合考虑滤波精度和算法复杂度,文中采用质点弹道模型和无迹卡尔曼滤波(unscentedKalmanfilter)方法,建立了弹道滤波模型和外推弹道模型。通过对雷达测量数据的处理结果表明,UKF弹道滤波模型和质点外推模型有较高的精度。
针对某球窝式摆动喷管,采用两方程k-ε湍流模型,在摆动角度为0°和6°的情况下,对喷管内部流场进行三维数值计算;根据计算的流场,对喷管进行了传热数值模拟。分析了两种不同摆角对喷管内流场和热防护层的传热性能产生的影响。研究结果表明,该型喷管在小范围摆动时,喷管内流场变化较小,喷管入口处的流场发生偏转;喷管外壁面温度变化趋势基本保持一致,内壁面温度存在差异,喷管的热防护性能满足发动机的工作需求。
为进一步提高小支板后低动压喷射的掺混增强性能,利用数值模拟方法对不带前引导面的小支板几何尺寸进行数值优化,对比分析不同长宽高几何尺寸对混合效率、穿透深度与总压损失的影响,研究发现小支板宽度越大,射流近场穿透效果越好;小支板越高后方射流穿透深度越大,但同时也带来更大的总压损失;小支板长度对燃料空气掺混特性影响不大,小支板过短会增大燃烧室总压损失,过长会带来额外的冷却负担。
为分析气动外形对鸭式布局制导火箭弹气动特性的影响,设计了两种具有不同尾翼的制导火箭弹模型,以三维Navier-Stokes方程为控制方程,采用结构网格､k-ε模型对制导火箭弹的绕流场进行了数值模拟,得到了两种结构方案下制导火箭弹的气动特性参数。研究结果表明,相较于6片尾翼设计方案,采用4片尾翼设计方案的制导火箭弹具有更大的升阻比,且静稳定性更好。
为了研究单翼末敏弹气动布局对其气动特性的影响规律,基于Fluent软件,详细研究了翼片长度、翼片宽度、翼端重物质量和翼片转角等参数对单翼末敏弹阻力系数、导转力矩系数和俯仰力矩系数的影响规律。结果表明,气动参数随翼片长度和宽度增大呈现线性增大趋势;翼端重物质量对气动参数影响微弱;翼片转角对气动参数影响较大,气动参数呈现抛物线形变化。
高超声速飞行器飞行时会引起气动加热,对其进行结构动力学分析时需考虑气动热的影响。文中建立了热环境下的结构动力学分析流程。首先,基于求解三维可压缩N-S方程的CFD方法进行气动热分析;然后利用有限单元法(FEM)求解结构热传导,并得出温度场分布;最后,基于准线性结构模型进行热环境下的结构动力学分析。基于该流程,对比分析了高超声速飞行器复合材料翼面的结构动力学特性。结果表明,气动加热改变了翼面的固有振动特性。
针对导弹发动机压力下降难以预测的问题,根据某型导弹发动机压力实测数据,首先将实测数据进行插值处理,然后利用前5组数据为输入数据,后一组数据为预测数据,采用支持向量机集成方法对导弹发动机压力进行模型辨识,实现导弹发动机压力预测。通过对3组发动机压力实测数据进行仿真分析,发现支持向量机集成预测误差最大为0.102%,满足导弹发动机压力预测要求,对导弹发动机压力预防性维修具有重要作用。
内弹道计算对炮弹发射有重要意义。文中研究了迫榴炮发射迫弹时的内弹道模型,将膛内气体流出过程类比喷管气体流动过程,针对气体流出量的计算进行了详细的讨论。然后在Matlab软件中运用四阶Runge-Kutta法对某型120mm自行迫榴炮发射迫击炮弹内弹道过程进行插值求解,并用CFD++软件对发射过程进行仿真。利用该模型计算所得膛压及出炮口速度与实验所测基本一致,火药气体流动状态与仿真结果相符,仿真与实验结果均证明了该模型的正确性、可靠性。
为了抑制甚至消除陀螺不稳定性以提高旋转弹箭的飞行稳定性和命中精度,采用耦合求解URANS方程和刚体运动方程组对M852弹丸和BasicFinner导弹模型进行了虚拟飞行的数值仿真,计算结果与试验结果吻合。不同的初始偏航角对M852子弹俯仰/偏航的周期影响不大,但初始偏航角越大,运动幅值越大,横向偏移越大,速度降低越快;对于低速旋转的BasicFinner模型,不同发射速度飞行特性差异较大,体现在速度演化、位移波动和锥动幅度等方面。
针对地基拦截器与空间目标交会这一复杂非线性优化问题,研究了基于改进粒子群算法的弹道快速优化设计方法。根据拦截交会弹道特点,设计了飞行程序优化模型,融合粒子群搜索的随机性和递进搜索的高效性,构建了适用于拦截交会弹道设计这类复杂非线性优化问题的改进粒子群算法。采用该改进粒子群算法进行拦截交会弹道仿真,结果表明,该改进粒子群算法计算精度较高,优化耗时较少,能够实现拦截交会弹道的快速优化设计。
为准确预测飞行器的机动特性,故开展其动态气动特性研究。应用非结构动网格技术建立了可模拟飞行器作周期性俯仰运动的强迫振荡法。选取NACA0012翼型为研究对象对该方法进行验证,进而计算了有翼导弹Finner在各马赫数下的静、动导数,并分析了Finner导弹在不同减缩频率下的动态气动迟滞特性。结果表明,文中方法能够有效模拟有翼导弹在不同马赫数下的动态气动特性,结果正确可靠,具有较高的工程应用价值。
基于数值虚拟飞行技术,采用动态嵌套网格,耦合求解非定常N-S方程和六自由度刚体运动方程,发展了一种能够考虑非定常气动效应的弹丸稳定性评估方法。通过对典型外挂物投放标模和BRL的M852子弹标模进行数值模拟,验证了数值方法正确、有效,可以用于数值虚拟飞行模拟。最后对某质量模拟弹丸进行了虚拟飞行模拟,给出了不同扰动情况下的落点散布和飞行稳定性评估结论。
格壁剖面形状不同的栅格翼其升力性能也大有不同,前期研究表明菱形剖面和四角形剖面栅格翼比矩形剖面栅格翼减阻能力更好。文中基于此对后掠45°的栅格翼进行数值模拟研究,结果表明,投影尺寸相同的3种四边形后掠式栅格翼与其正置式相比均能够有效提高升力,增大升阻比,并且菱形和四角形剖面后掠式的栅格翼气动特性均优于矩形剖面后掠式栅格翼。
雷达导引头在下视探测超低空目标时,集中在第一菲涅尔区的多径能量会影响雷达的探测能力。针对菲涅尔区的特性,定义了电磁波传输的空间菲涅尔区和超低空探测下的地面菲涅尔区。根据惠更斯菲涅尔定理,建立了空间和地面菲涅尔区的数学模型。通过仿真分析了馈源与接收天线距离和工作波长对第一空间菲涅尔区的影响,得到了第一地面菲涅尔区随弹目投影间距离和投射余角的变化规律。研究结果为处理多径信号、对反射面进行有限截断提供了理论依据。
针对现有目标威胁评估方法普遍利用常权评估,且忽略目标攻击信号而导致评估结果出现不合理情况的问题,提出了一种考虑目标攻击信号的变权威胁评估方法。在分层建立目标威胁评估体系的基础上,基于变权理论,考虑权值与各因素之间的关系以及目标攻击信号对权值的影响,引入变权因子,使权值根据各因素和战场实际的变化动态调整。仿真结果表明:所设计的威胁评估方法杜绝了不合理评价结果的发生,更加切合战场实际。
为降低地磁测角仪测量地磁场矢量信息解算弹箭滚转姿态角误差,文中运用卡尔曼滤波算法对弹体滚转角进行估计。通过对火箭弹滚转角速度变化规律的分析,用二阶近似表达弹体滚转运动规律作为卡尔曼滤波算法的系统方程,以磁场强度与数字量输出之间的非线性关系作为卡尔曼滤波算法的量测模型。通过实验仿真分析结果表明,滤波所得弹体滚转角、滚转角速度精度满足弹道修正弹要求,可用于弹道修正弹药被动段的弹道控制。关键词:地磁测角仪;卡尔曼滤波算法;弹箭滚转角测量
炮口速度及转速对航空火箭弹的立靶密集度有非常重要的影响。为了提高航空火箭弹的立靶密集度,文中以常规火箭弹的散布理论和外弹道理论为基础,对各随机因素进行分析,建立符合其特征的数学模型,运用蒙特卡洛法进行数学仿真,研究不同炮口速度与转速对航空火箭弹立靶密集度的影响,结果表明提高炮口速度有利于提高立靶密集度,而炮口转速则需要控制在合适范围内,此结果对今后工程运用提供了理论参考。
针对扩展目标联合估计运动状态和目标外形的问题,提出一种基于星–凸形随机超曲面模型的扩展目标高斯混合概率密度滤波算法。该算法利用星–凸随机超曲面模型对量测的扩散程度进行建模,在高斯混合概率假设密度的框架下,通过求解、更新递推量测模型下的量测似然、新息等参数来实现对扩展目标的跟踪。仿真实验表明,该算法在保证跟踪有效性和可行性的同时,提高了对扩展目标运动状态和目标外形的估计精度。关键词:星凸形;随机超曲面模型;扩展目标;高斯混合概率密度
某型飞行器伺服电磁阀状态决定着控制系统的响应性能。针对传统电磁阀故障检测过程中,对于特征量严格不在健康状态且又不处于故障状态的电磁阀,主要依靠测试人员经验进行故障诊断的方式,效率低且主观性较大的问题,提出了基于模糊推理的故障检测方法。首先将采集数据依据模糊规则处理,然后通过模糊结算得到表征工况的电磁阀状态指数,实现电磁阀故障检测。通过实验数据验证,证明该方法能够提高该型飞行器故障检测的准确率。
为提高装备故障诊断效率,提出了一种新的粗糙集属性约简方法。首先将属性约简问题转化为集合覆盖问题,在相关矩阵的基础上构建相关系数矩阵;然后基于优质特征集选取原则,引入随机变异机制,设计扰动搜索算法,求出属性约简结果;最后,用UCI数据集和某型复杂装备电源系统进行验证。仿真结果表明,在满足分类精度要求的基础上,有效剔除了冗余属性,缩短了故障诊断时间。
相比于一元激光雷达,线阵激光可以提供更加丰富的目标形体信息。为了更好的利用线阵激光雷达,文中提出了一种末敏弹线阵激光雷达识别与定位方法,并采用蒙特卡洛法对其性能进行了仿真。仿真结果表明与一元激光雷达相比,采用线阵激光雷达末敏子弹的命中点更趋于目标的中心,同时末敏子弹扫描平台的稳定性对线阵激光雷达的识别率影响较大。文中的研究结果为线阵激光雷达在末敏弹上的应用提供了基础和有价值的参考。
文中以导弹发射车人机环境系统评价方法需求为牵引,针对导弹发射车人机结合紧密的特点,把人与导弹发射车作为一个整体加以综合分析和研究。运用模糊层次分析法完成对影响人机工效因素的指标权重计算,在此基础上对客观指标与主观指标分别通过试验数据、仿真数据、测量结果及专家评分的方法完成初始数据获取,结合白化权函数完成工效指标的评定,最终实现对导弹发射车射手位人机环境系统设计结果的科学评价。
新一代直升机载空空导弹将采用复合制导体制,为提高导弹中末制导交接时刻的截获概率。文中对影响红外型直升机载空空导弹中末交接时刻截获概率的主要误差源进行了详细分析,在确定各个误差源范围的基础上,通过一种工程实际应用的数学模型对截获概率进行了仿真计算,进一步分析了误差源对截获概率的影响,为直升机载空空导弹武器系统的误差分配提供了重要理论依据。
