为解决红外成像传感器系统典型效应建模与仿真的验证评价问题,基于全参考图像质量评价方法提出了一种验证评价方法。在红外实拍和典型效应仿真图像的基础上,采用逐像素比较和统计比较相结合的分析方法,综合直方图统计、结构相似度、保真度等评价指标进行全面验证评价。实验结果表明:综合评价结果与直方图、傅里叶频谱数据分析一致,与主观评判结果相符。该评价方法可有效对红外成像传感器效应建模与仿真图像进行置信度评价。
研究动态输出反馈(DOF)下连续时间系统的鲁棒H∞控制综合问题。借助于线性矩阵不等式(LMI)技术,给出了闭环系统鲁棒H∞DOF控制器存在的充要条件。该条件依赖于引入的松弛变量,消除了Lyapunov变量与系统矩阵之间的耦合,能够减小控制器设计的保守性。利用变量替换方法,将上述条件中的非线性矩阵不等式转化为关于替换变量的LMI,并给出了相应的DOF控制器求解方法。数值算例结果验证了新方法的有效性。
为解决低阶反馈控制高阶系统的合理性问题,利用基于闭环系统时间尺度特性分析方法,分析了控制性能指标中权系数对六阶滚转驾驶仪系统时间尺度特性的影响,讨论了原系统二阶、四阶控制对反馈状态的选取与系统当前慢模态的差别,对不同控制的控制性能进行了仿真对比。结果表明:只有通过设计控制性能指标中的权系数,使得反馈状态变量完全包含当前系统慢模态时,对系统的降阶控制才能达到控制性能要求。
针对低空多径效应导致角跟踪误差的问题,分析了弹目相对运动情况下的多径几何关系,建立了雷达导引头单脉冲角跟踪误差模型,提出了采用窗函数降低天线和差波束旁瓣,采用频率分集技术处理接收信号的方法,仿真分析了角跟踪误差与弹目距离、擦地角之间的关系,结果表明,导弹以布鲁斯特角飞向目标,综合利用低旁瓣和频率分集处理导引头信号,能够有效降低多径效应对角跟踪误差的影响。该分析能为雷达导引头提高角跟踪精度提供参考和帮助。
为降低低轨导弹预警卫星的虛警概率,文中在分析弹道导弹主动段红外辐射特征的基础上,通过建立尾焰的几何特征模型和红外特征模型来描述导弹主动段的红外成像特征,并运用模型计算尾焰的红外辐射分布,构建了导弹尾焰的仿真图像,仿真图像能够准确反映导弹尾焰的红外图像真实情况,为有效识别导弹,提高导弹预警的准确性提供重要参考。
针对脉冲末修迫弹的控制问题,提出了一种基于脱靶量预测的控制方法。分析了脉冲控制力与控制力矩,推导了有控六自由度运动方程组;利用捷联激光导引头测得的弹目偏差角及其方位信息,建立了脱靶量预测模型;在此基础上设计了脉冲工作模式,给出了脉冲作用个数与启控方位的确定方法。算例仿真结果表明,利用所提出的控制方法能够将圆概率误差减少约80%,有控弹道落点平均脱靶量为7.85m,证明该方法能够有效修正偏差,提高落点精度。
针对如何提高地空导弹初始发射速度和战场隐蔽性的问题,设计了一种新型地空导弹多极矩电磁发射器。多极矩电磁发射器的结构装置为弹射线圈产生电磁弹射力,多极矩线圈来产生持续轴向加速力,以单级六极矩线圈为例,采用电磁场有限元方法进行发射过程仿真并提出了该发射器的设计流程。以某型地空导弹的发射性能为指标,根据建立的发射器原理和仿真模型计算得出了该发射器的线圈和电路参数,实现了地空导弹多极矩电磁发射器的设计。
火箭炮自动化程度越来越高,其控制系统越来越复杂。为了降低单体复杂性,提高系统配置的灵活性,提高模块化水平,从而有效提升产品的可靠性、维修性、测试性,设计了分布式火箭炮控制系统。文中采用自顶向下的原理和系统工程方法,对分布式系统的目标功能、体系架构、消息机制进行了研究。针对火箭炮的特点,拟定了通信协议,提出了分布式节点设计思路。经过研制分布式节点和系统试验,表明该设计能够满足需求,运行可靠。
针对无人机零长发射系统研制需要,以无人机零长助推火箭发射段为主要研究对象,利用ADAMS建立了无人机发射动力学仿真模型,分别对质心偏心和助推火箭推力偏心工况进行动力学仿真,获取了发射过程中无人机质心位移和角度的变化规律,分析了无人机与发射架的安全距离。结果表明:无人机质心偏心和推力偏心影响其运动姿态,且推力偏心的影响更明显,无人机在发射过程中能够安全离开发射架。
为了提高需要速度的求解精度,解决当前飞行状态和目标位置不定情况下需要速度的求解问题,文中提出了一种基于落点的需要速度求解方法。在惯性坐标系下,建立了需要速度的求解模型,对目标点与弹道导弹绝对弹道面之间的纵横向偏差进行修正,计算导弹当前飞行状态下的需要速度。仿真结果证明,该方法可有效求解空中某飞行状态下导弹的需要速度,精度较高,打击目标可以适当变换。
正确消除飞行器杆臂挠曲运动的不利影响是提高惯导系统传递对准性能的关键技术之一。文中在继承速度积分匹配方法优点的基础上,提出一种平均速度匹配传递对准方案,能够有效降低杆臂的挠曲运动对速度匹配传递对准精度和滤波稳定性的影响。通过在线计算滤波器的系统噪声矩阵Q,避免了飞行器杆臂挠曲运动建模的问题。系统仿真结果表明,该传递对准方案能够提高滤波器的稳定性,并对杆臂挠曲运动进行有效抑制。
现代战争中光电干扰环境复杂严酷,红外型空空导弹的抗干扰性能面临严重挑战。分析了红外弹的发展过程以及新环境带来的新问题,全面论述了红外弹面临光电干扰的形式、类型和特点,并对光电干扰环境的发展趋势进行了客观展望。只有认识并掌握目前红外空空导弹的光电干扰环境特性,并瞄准未来威胁进行研究和设计,才能保证红外空空导弹的持续发展和抗干扰性能领先。
为了分析爆炸冲击波对轻型装甲车辆底装甲的毁伤规律,在确定底装甲遭受爆炸冲击波毁伤主要影响因素的基础上,采用数值仿真方法进行毁伤效应研究。利用非线性动力学软件AUTODYN进行有限元建模,重点对底装甲厚度、材料、结构和爆距等因素对装甲底板遭爆炸冲击波毁伤的影响规律进行了研究。结果表明单一金属结构中均质装甲的防护性能最优,与复合装甲防护性能相似,硬铝防护性能最差。V形底装甲结构角度为10°时综合防护性能最佳,如果在V形板上加装平板后的抗毁伤能力更强。研究结果将对轻型装甲车辆底部防护与毁伤效能评估提供基础。
科学、准确的评估空地弹药的作战效能,对武器系统的设计、研制、试验、采购、作战使用及维护等都具有非常重要的意义。利用集对分析法在综合评判决策中处理不确定性因素方面的优势,结合灰色系统理论,建立了空地弹药的效能评估模型。最后,对各个指标进行关联分析得到了体系中较为敏感的指标。实例分析表明该模型可准确、有效的评估空地弹药的作战效能,分析结果可为空地弹药的研制、作战使用等提供理论依据和决策支持。
文中针对尾翼弹与近炸引信匹配导致弹道早炸几率高的问题及解决措施开展研究。在分析尾翼稳定装置结构特点及作用原理,以及飞行弹道中引信受非预期信号影响引起早炸机理的基础上,找出可控制、可改进的因素,进而提出不改变功能特性情况下,通过改进设计个别零件相互间接口关系进而改善引信弹道环境的技术方案,实现可靠性增长。风洞试验结果表明,消除尾翼销轴装配间隙,能够有效降低因翼片振动造成的弹道早炸几率。
为了给射流形成机理的深入分析及高效聚能装药结构的研究提供参考,基于分段药型罩形成射流时的杵体水回收实验,应用非线性动力学有限元软件LS-DYNA及动态示踪点处理方法研究药型罩形成射流时的材料分配关系。在数值模拟与实验结果对比有较好一致性的前提下,重点研究了无壳装药结构罩顶药高对锥形药型罩形成射流时的材料分配规律。结果表明,罩顶药高在0.2~2.0倍装药直径范围内时,等壁厚锥形药型罩形成射流时的材料分配规律均为自顶向底成指数分布。装药高度增加时,药型罩壁厚方向有更多比例的材料形成射流,而在轴向方向的材料比例不受影响。罩顶药高大于1.6倍装药直径时,射流转化率及对钢靶板穿深增幅均不明显。
破片杀伤战斗部结构设计考虑因素众多复杂,为梳理战斗部设计中各层次之间的关系,改善导弹的性能,文中综合考虑了战斗部的威力以及导弹的机动性能。文中分别用战斗部的威力半径、导弹重量表征战斗部的威力和导弹的机动性能,建立了战斗部结构参数优化设计的双层规划模型。为避免求解过程中陷入局部最优,提出了模拟退火算法对模型求解。最后用算例得到了战斗部的最优结构参数,证明了模型和算法的有效性。
为了研究高功率微波弹垂直攻击目标时的毁伤能力,以其毁伤范围威力圆为基础,结合高功率微波损坏和干扰电子元器件的能量阈值,提出了毁伤区域失效区、干扰区及安全区的概念,建立了能够体现高功率微波弹毁伤效应的毁伤区域模型;最后通过具体的示例定量描述了高功率微波弹的毁伤能力,得到了它在不同高度起爆攻击时威力圆内的毁伤区域情况。研究过程及结论为高功率微波弹攻击参数的设定提供了一定的理论依据。
为了对舰船水下防护结构设计提供参考,采用LS-DYNA软件中的声固耦合法对远场水下爆炸作用下平板的冲击响应问题进行了模拟,计算结果与公认的双渐进近似算法计算结果较为接近.计算模型中采用了空化声单元和粘性非反射边界,并对比了网格加密、不同水柱高度和是否考虑空化的影响.LS-DYNA的声固耦合法计算速度快,计算准确度接近公认的双渐进近似算法,为国内水下爆炸数值计算人员提供了一种新的思路和计算工具.
为了进一步提高战斗部的毁伤能力,进而比较了同一战斗部上相同体积的两种形状的破片,运用ANSYS/LS-DYNA对该战斗部进行了飞散特性数值模拟。分析了交错排列和不同形状对战斗部爆炸破片的速率以及破片形成空间状态的影响。模拟结果表明:圆弧杆破片的平均速率最大,球破片平均速率最小;在任一时刻破片飞散,整体表现均为预制破片球形成的“体”杀伤和圆心角为30°的圆弧杆形成的“体”杀伤组合成的复合“体”杀伤,模拟结果可为战斗部的设计提供了有益的参考。
通过在非结构动态重叠网格上耦合求解刚体六自由度运动方程和非定常N-S方程的方法,对无人机机载炸弹投放分离过程中的气动特性和运动轨迹进行了数值模拟研究,获得了炸弹运动过程中的轨迹、姿态等信息,分析了炸弹投放分离过程中的安全性问题。研究表明,在计算攻角范围内(α=1°、5°),无横风条件下炸弹的投放是安全的;有横风(5m/s、10m/s)条件下炸弹的投放是不安全的。
为建立柱形战斗部破片飞散参量的计算模型,考虑长径比和破片类型的影响修正Gurney公式构建了战斗部破片初速的轴向分布模型,修正Shapiro公式构建了精度较高的破片偏转角模型,所建模型计算值与实验结果吻合较好,优于现有计算模型。
在固体火箭发动机试验过程中,如果能够准确测量流量的实时变化,就能区分是药柱烧蚀还是喷管烧蚀引起的推力变化,对发动机喷管设计具有重要的参考价值。通过对固体火箭发动机流量测量方式和校准方法的分析,设计了移动可调力源装置来模拟发动机工作过程中的重量变化,用于校准测量发动机重量变化的称重传感器。试验结果表明,移动可调力源装置的静态加载精度优于0.05%,动态精度优于1%,达到了发动机流量校准装置的设计要求。
为了分析膨胀管分离装置在解锁过程中引起结构振动的冲击来源,文中运用LS-DYNA对分离装置的工作过程进行了仿真分析。结果表明:冲击主要来自于膨胀管对分离端框的碰撞以及分离板断裂时应力的释放引起分离板振动;冲击值在结构界面衰减了50%,在结构内部由于应力波衰减效应与结构谐振效应相耦合,冲击值无明显增减。进一步分析得到两种冲击源对结构的振动贡献分别占55%和45%。
采用离散相模型对带并联凹腔结构的煤油超燃燃烧室进行数值模拟,分析了正对并联凹腔和交错并联凹腔对支板直接喷入煤油的燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,并联凹腔会使煤油进一步向展向扩展,混合效率得到明显提高;正对并联凹腔能极大提升煤油的穿透深度,拓宽煤油的亚声速燃烧范围,而对燃烧条件下总压损失系数影响不大;交错并联布置的凹腔可进一步增加煤油的混合效果,热力喉道的位置后移,亚声速燃烧范围扩大,燃烧效率提高。
为准确预测超高声速弹丸表面气动热及弹体内部温度和装药温度分布,在贴加一层防热材料的情况下,开展高超声速流场和结构温度场的耦合换热数值模拟,通过流固耦合交界面实现不同相间的热传递。计算得到了各个时刻弹丸表面温度以及弹丸内部和装药的温度变化。研究表明,采用流固耦合方法模拟气动热问题,可以得到较为合理及实用的弹丸温度数据。
为研究正常式布局巡飞弹的空气动力特性,利用Pro/E建立巡飞弹的三维模型,导入Gambit进行网格划分,采用Fluent软件数值模拟巡飞弹的气动特性并提取弹道气动数据。数值模拟对比研究了不同音速下弹体的绕流流场,获得了压力分布情况。系统地分析了巡飞弹在不同攻角、不同马赫数下升力、升力系数、阻力、阻力系数以及翻转力矩等气动特性的变化规律,研究结果对巡飞弹的气动力设计具有一定的参考价值。
为研究极小展弦比弹翼的气动特性,文中设计了展弦比分别为0.3和3.0的极小展弦比翼面和常规三角翼面,采用CFD数值模拟方法分析比较了极小展弦比翼身和三角翼身的气动特性。研究结果表明,极小展弦比翼身相比三角翼身具有较小的轴向力和诱导滚转力矩,但是在大攻角时产生较大的侧向气动力;极小展弦比翼的翼展很小,弹身体涡与翼涡之间产生复杂的相互干扰,影响全弹气动特性。
为研究可变形翼在动态变形过程中的气动特性,文中利用数值模拟软件FLUENT中的动网格技术,模拟了可变形翼在不同变形速度下的变展长、变后掠和变翼型等变形过程的气动特性。结果显示翼的不同变形方式和变形速度对翼的气动特性产生不同的影响,变展长受变形速度的影响不大,而变后掠和变翼型对变形速度比较敏感。分析结果对可变形飞行器的研究具有重要的意义。
传统的舵机故障检测通常基于舵机参数已知,但实际中大多数舵机的内部参数是未知的。文中采用搭建故障观测器的思路,提出了一种基于子空间辨识的卡尔曼滤波故障检测方法;借助于dSPACE半实物仿真工具,搭建了电动舵机故障检测半实物仿真平台,实现了未知参数电动舵机的在线故障检测和快速故障分析。实验表明,该方法不但能有效检测故障发生时间,而且能快速辩识故障类型和程度,为无人机舵机故障快速检测的工程化应用提供了一种解决方案。
针对LFM体制下ISAR雷达在低信噪比下对未知运动目标成像的难题,提出利用调频傅里叶变换的方法进行积累成像方法。在分析了脉间目标LFM回波信号特征的基础上,将目标回波信号在快慢时间域进行联合匹配和积累,通过能量积累后的目标位置估计搜索出目标的精确运动参数,并构建补偿函数实现目标运动补偿,从而获得低信噪比下的精确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。
提出了一种针对淹没在噪声中MPSK信号参数估计的小波域谱相关方法。依据循环谱相关与仿射类时频分析的相关理论,把小波谱推广到了小波谱相关域,提出了小波域谱相关方法,分析了MPSK信号的小波域谱相关的特征。根据分析的结果,给出了MPSK参数估计的小波域谱相关方法的步骤,并进行了仿真计算。结果表明,该方法具有在低信噪比情况下检测MPSK信号的良好性能。
针对利用雷达测量数据进行炮位和落点预测时“先跟踪,后预测”缺乏快速性的问题,提出一种以雷达采样点数为分段参量将抛物线近似、最小二乘拟合、非线性滤波等算法进行综合的炮位预测分段算法和落点预测加权算法。以某120mm迫弹为例进行仿真,结果表明,炮位预测分段算法能够在雷达获取两组测量数据时开始预测;落点预测加权算法在雷达获取首个测量数据时即进行预测,且在雷达采样数据较少时具有比非线性滤波算法更高的落点预测精度。
针对引信技术关注的火炮外弹道起始段弹丸章动规律问题,结合理论分析得到的数学模型,利用MATLAB拟合间隔纸靶试验得到的章动数据,得到外弹道起始段弹丸章动规律半经验表达式。该方法解决了纸靶法离散化测试数据处理和判读问题,可较准确得出章动周期,并解决传统章动测试离散化数据无法给出最大章动角真值且系统偏小的问题。
某产品在解决引信故障时进行了膛内加速度过载测试,发现在炮口附近出现测试曲线高频阶跃现象。研制部门从发射装药、膛内运动及加速度测试等方面对产生高频阶跃现象进行了分析,对火炮身管内膛进行了检测,并从安全方面进行了模拟试验及全弹结构强度仿真分析。结果表明:该异常现象是弹丸运动到半约束期前期与火炮磕碰,造成信号干扰,引起测试峰值过大;经分析,表明该弹在极端条件下仍在计算许可范围内,产品发射时是安全的。
利用具有长期稳定特性的地磁场矢量信息,可以实时测量弹箭的滚转姿态角。文中建立了弹载地磁测角装置比较完备的理论模型,并进行了初步的仿真分析。理论模型可作为测角装置硬件设计、装置调试校准、DSP算法设计的参考。仿真结果表明,对于不同的作战使用环境,地磁数字信号特征有明显的差异,结构安装误差对弹载地磁测角装置的测角精度有较大的影响。
针对雷达无法对抗变极化干扰的问题,提出了构建全极化辅助天线提取干扰极化状态,从而实现极化对消的方法。分析了快变极化干扰的接收问题,并建立模型,理论推导了对慢变极化干扰的对消算法。仿真结果表明,该算法对慢变极化干扰可取得较好的效果。随着极化变化速度的加快,其干扰效果类似噪声压制干扰,故无法准确提取干扰的极化状态,难以实现对消。
针对目前弹丸在膛内发射过程中需要承受恶劣环境下的高温、高压、高过载,同时在发射过程中存在对加速度信息获取及实测信号失效等问题。提出了采用动态存储测试技术和三轴磁传感器对弹丸在膛内及出炮口加速度信号的采集。经数据处理选择了合适的滤波截止频率,在误差允许的范围内,滤波后数据曲线更光滑,符合弹体的刚体加速度。通过对加速度信号截止频率进行分析,得出该结果对弹丸加速度等信号处理研究有着重要的意义。
为检验、评估电子对抗装备对导弹的干扰效果,提出了一种结合导引头外场挂飞干扰试验和导弹飞行仿真的方法。该方法基于导引头挂飞干扰试验实测数据建立导引头电子干扰效应模型,再结合导弹数字仿真系统,通过在干扰条件下重复进行大量导弹飞行仿真试验来评估导弹电子干扰效果。以烟幕对电视制导导弹干扰效果的试验评估为例,演示、验证了方法的可行性。结果表明,该方法具有简便易行、评估结果可信、效费比高的特点。
根据具有较大翼面的鸭式布局火箭弹难以进行滚转控制的特性,文中采用数值流体力学分析手段,建立鸭式布局火箭弹外流场模型,仿真分析了鸭舵滚转效应产生机理、鸭舵下洗对尾翼气动耦合规律以及后掠角对火箭弹滚转性能的影响。仿真结果表明由于鸭舵下洗作用,在尾翼上诱导出一个舵控方向相反的滚转力距,使滚转控制能力降低甚至反效;在后缘后掠角χ≠0°时,随着后缘后掠角的减小火箭弹的滚转控制能力基本不变。
