角闪烁是地空导弹导引头末制导的主要误差来源。针对其受到天线方向图、目标局部照射等因素影响的问题,提出了一种基于模块化思想计算地空导弹末制导角闪烁实时仿真的方法,建立了弹目交会模型,通过矩阵变换计算出弹目相对位置与雷达视线角的关系,对目标角闪烁进行了实时仿真,结果表明角闪烁线偏差与导弹脱靶量和目标照亮区有直接关系,脱靶量越小,线偏差相对越大,且弹目距离较近时,由于照亮区的不同线偏差将出现较大起伏。
为了更加准确的评价导弹结构的承载能力,对塑性垮塌载荷方法在结构强度分析中的应用进行研究。根据真实弹塑性应力应变关系建立材料本构模型,采用弹塑性有限元方法进行分析,并从得到的位移载荷结果确定垮塌载荷。以某导弹折叠翼面为对象进行了具体计算,静力试验验证了该方法的准确性。结果表明,采用塑性垮塌载荷对折叠翼面承载能力进行评价比采用最大应力更加准确。
为了满足巡航弹对导航系统高精度和强可靠性的要求,提出一种基于光谱红移测速原理的捷联惯导(SINS)/光谱红移(SRS)自主组合导航新方法。在研究光谱红移导航原理的基础上,设计了SINS/SRS自主组合导航系统方案,建立了该组合导航系统的数学模型和算法,并进行了仿真验证。结果表明:提出的SINS/SRS自主组合导航新方法,能利用SRS获得的高精度速度信息对SINS进行校正,有效抑制SINS随时间累积的误差,精度高,可靠性好,能满足巡航弹对导航系统性能的要求。
研究反辐射导弹对海上机动航行舰艇雷达的抗关机能力。在分析目标机动规避范围的基础上推出概率密度函数,依据船舶操纵方程建立了目标随机转弯机动模型。根据反辐射导弹制导误差分布规律建立了其末端随机弹道方程。给出了符合目标特性的命中判读条件,并采用蒙特卡洛法进行了仿真。仿真结果客观反映了关机距离和弹道入射角等因素对命中概率的影响,为反舰型反辐射导弹可行性研究和效能评估提供有益参考。
为了解决传统的自举式粒子滤波采用状态转移密度作为重要性采样函数呈现粒子退化、跟踪精度差等问题,文中采用后验概率作为重要性采样函数并提出其估计方法。通过容积信息滤波和Gating技术,估计重要性采样函数对应的均值和方差,完成重要性采样函数设计。使用改进后的粒子滤波方法,在非线性场景下对多个目标的状态和目标数目进行了估计。仿真结果表明,本算法在非线性多目标跟踪场景下具有估计精度高、稳定性好的优点。
为了满足导弹大落角攻击要求,提出一种适用于鸭/尾舵复合控制导弹的带落角约束制导控制一体化系统方法,解决了导弹末端攻击时单舵控制时的舵偏饱和问题。首先,建立了鸭/尾舵复合控制导弹一体化模型,采用滑模变结构控制方法,构建带落角约束的滑模面,并利用指数趋近律用以解决滑模抖颤问题。仿真结果表明,文中所设计的制导控制一体化方法能同时满足脫靶量和落角约束的要求。
为开展导引头设计仿真,建立了两框架导引头动力学模型,揭示了导引头隔离度的来源。首先,定义了参考坐标系,依据动力学原理求取了导引头内、外框架动力学方程。其次,结合反馈控制原理,通过方程变换获得了导引头闭环控制框图。最后,进行了导引头隔离特性和耦合特性仿真,验证了模型的正确性。研究结果表明,弹体扰动通过导引头外框架以几何投影及干扰力矩两种形式进入导引头闭环控制回路,这是产生隔离度问题的根源。
飞行高度精确测控是双模导引头执行目标指示、航姿遥测的主要实施单元。针对传统高度测量方法的缺陷和导引头趋于小型化、智能化、标准化的要求,设计并实现了一种具有大气压采集、温度补偿、大气压高度转换与经纬度信息实时同步的高度定位系统,其大气压高度转换率高、输出数据可靠稳定。经过外场飞控综合性能测试和模拟打靶功效测试验证,表明高度定位系统测量数据精准度和实时性满足导引头研发需求。
针对导引头半捷联稳定平台设计过程中存在的各项误差及其影响问题,首先分别基于空间角度关系及四元素法,建立了半捷联平台角速度及框架角控制模型;进而以角速度指令转换、角速度测量及匹配滤波为主要误差源,分析了对稳定平台控制与角速度信息提取精度的影响机理,并进行了仿真计算。研究结果表明,平台框架角速度测量误差受其它误差源的影响较小,位置传感器微分后的测速误差对视线角速度测量误差的影响较大,半捷联导引头的稳定性能主要取决于校正控制回路的设计和匹配滤波器的设计,而匹配滤波器将决定平台稳定的精度及隔离度水平。
攻击区是空空导弹作战性能的重要体现,现代空战目标机动量值大,对攻击区计算提出了更高要求。针对此情况,基于传统BP神经网络,设计了改进BP网络,并进一步与插值法相结合,实现目标大机动和不机动条件的攻击区计算。结果表明,导弹攻击大机动和不机动目标时,改进BP网络插值法和改进BP网络均满足攻击区计算精度要求,且前者性能更优。
为得到飞行稳定性较好的尾翼型爆炸成型弹丸。文中利用有限元分析软件,对三种药型罩结构的成翼过程进行数值模拟,对比计算结果得知,药型罩外表面周向对称刻槽且槽内有填充物时成翼效果较优。继而改变槽深、槽宽等参数,并以不同材料填充槽体进行计算。结果表明:槽深、槽宽等均对侵彻性能影响显著,且填充45钢,槽宽为0.048倍、槽深为0.038倍装药直径时,具有较大的侵彻速度和长径比,尾翼成形效果较好。
为了研究不同跨度地下洞室的动力响应特性,选用小直径炸弹,应用ANSYS/LS-DYNA有限元程序,对弹体垂直侵彻地下洞室进行了数值模拟,得到的侵彻深度与经验公式计算深度数值相近。研究结果表明:洞室埋深为5m时,拱顶处受力最大,14m以下小跨度洞室拱脚部位受力较大,24m以上大跨度洞室拱肩部位受力较大;洞室埋深为10m时,拱脚部位受力较大,位移响应最为剧烈,这些部位为结构的薄弱环节,在设计中应采取加强措施。
为确立柱形战斗部破片侧向飞散参量的可靠计算模型,结合试验数据对现有破片初速和抛射角模型进行分析和评价;总结了战斗部长径比、壳体破裂半径、空心装药结构、破片种类和偏心起爆等因素对破片初速的影响;对比了三类常用的初速轴向分布模型,表明修正的冲量模型有最好的表征效果;总结并分析了破片抛射角的三种模型,基于周培基模型构建了一种新的精度较高的破片抛射角模型。
为优化靶板抗侵彻相似试验,应用在流体动力比拟基础上提出的修正Tate简化侵彻模型,基于相似理论,得到了弹体侵彻靶板同时考虑弹体、靶板应变率效应时的相似律的一般形式。利用工程计算方法进行了系列计算和分析。结果表明:同时考虑弹体、靶板应变率影响时,所谓侵彻问题的几何相似律并不完全成立,随着缩尺比的增大,这种现象愈加明显。对计算结果进行拟合,得到了修正的几何相似律公式。
采用实验和数值计算方法研究了固体火箭发动机高空模拟引射器的启动特性。实验和数值计算结果显示引射器在启动过程中出现启动迟滞现象。引射器启动特性与其内部的流动形态(激波位置)变化直接相关,而流动形态变化的驱动力由引射器进口总压提供。根据流动形态分析结果,采用正激波理论计算引射器启动过程中的最小启动压力和最小工作压力,正激波理论分析结果及实验值与数值计算结果接近,表明正激波理论可用于计算引射器的启动特性。
为了为反深侵彻钻地武器的设计提供参考,利用ANSYS/LS-DYNA软件建立了不同侵彻角下杆式射流侵彻不同速度移动靶板的有限元模型,并进行数值模拟。结果表明,侵彻角一定时,随靶板移动速度增加,杆式射流侵彻能力逐渐降低;当靶板移动速度不大时,杆式射流对靶板的正侵彻毁伤能力优于迎击拦截和追击毁伤能力;当靶板移动速度很大时,杆式射流对靶板的迎击拦截能力优于正侵彻毁伤和追击毁伤能力。研究结果证明破甲战斗部应用于反深侵彻钻地武器的设计上具有一定的可行性,且拦截毁伤效果较好。
药型罩材料本构模型对EFP数值模拟结果影响较大,为完成某球缺罩EFP的设计,分别选择J-C本构和Steinberg本构为紫铜药型罩材料模型,基于Autodyn开展110mm口径球缺药型罩EFP成型与侵彻对比计算。结果表明,使用J-C本构与Steinberg本构,EFP在成型过程中总体变形一致,但后者对应的弹丸尾部有较大部分与主体断裂,材料出现超过3.0E+7的应变,不符合物理事实;侵彻钢靶模拟,2种方法最大侵彻深度相差较小。综合而言,建议球缺药型罩EFP成型及侵彻模拟计算中应优先选取J-C本构模型。
针对反TBM战斗部毁伤可靠性评估的系统性、复杂性,建立组合赋权法和云理论相结合的评估模型。采用两两比较法确定主观权重,熵值法确定客观权重,并通过相关系数法确定独立性权重来修正权重,构建云模型来实现毁伤可靠性的评估。同时通过可信性分析,验证了评估结果的科学性与合理性。云模型能够实现定性指标和定量指标的模糊转换,仿真表明模型能够实现对战斗部毁伤可靠性的有效评估。
为实现下挂式空中发射运载火箭机箭安全分离与运载火箭顺利点火,机箭分离轨迹及机箭气动耦合特性的研究十分重要。描述下挂式空中发射分离过程,运用CAD软件构建了机箭系统三维模型;利用CFD动网格技术对分离过程进行了6DOF气动耦合仿真分析。仿真结果显示机箭分离过程中未发生机箭碰撞现象,同时载机与火箭之间的气动耦合对于分离过程的影响是利弊双向的。文中的结论可以为下一步优化设计机箭分离状态参数及火箭控制规律奠定研究基础。
文中利用数值模拟研究了不同来流条件下固体火箭超燃冲压发动机的燃烧特性。采用基于密度的二阶迎风格式对发动机内流场进行模拟,湍流模型与燃烧模型分别采用SSTk-ω模型与涡团耗散模型。结果表明,随来流马赫数的增大,火焰温度与最大化学反应速率均增大;燃烧效率随来流马赫数的增大而减小,且燃烧效率低于50%;燃烧效率的减小导致补燃室的推力与比冲下降。随来流马赫数的变化,应适当调节富燃燃气流量,以保证发动机的燃烧性能。
为研究侧喷管脉冲发动机的传热性能,运用流体计算软件对发动机进行流固耦合换热数值计算,分析发动机工作过程中的瞬态换热。数值计算结果与试验结果的一致性较好,验证了数值方法的准确性。研究结果表明:不同材质基座的温度场结构基本一致,由于材料热物性的不同,壁面的温度梯度会存在一定的差异;燃气的涡旋流动是造成内壁面高温及烧蚀主要原因,烧蚀产生的金属氧化物颗粒会加剧燃气的侵蚀效应,铝质基座需具备热防护部件。
为提高燃烧室性能,提出了一种三通道进气先进旋涡燃烧室(AVC),并对不同进气结构参数、后钝体高度H₂、腔体宽度L等的燃烧室性能进行了模拟。结果表明,在L/H₁=0.4~0.5、H₂/H₁=0.4~0.7及L/H₁=0.6~0.7、H₂/H₁=0.4~0.5的范围内(其中H₁为前钝体高度),AVC能形成稳定的双涡对结构。在研究范围内,燃烧室的总压损失系数及燃烧效率随H₂/H₁增大呈现先减小后增大的趋势;三通道进气AVC较双通道进气AVC,燃烧效率增加了11.59%,总压损失系数仅增加了0.12%。
为了提高采用头部两侧进气布局形式的固冲发动机的二次燃烧性能,以某地面连管试验用固冲发动机为研究对象,分别从进气道出口形式和燃气喷射方式两个方面对补燃室掺混燃烧流场的影响进行了仿真研究。结果表明:进气道出口结构形式对该种布局方案的补燃室二次燃烧性能有重大影响;在保持进气道出口结构不变的条件下通过合理配置一次燃气喷射方式可以在一定程度上提升二次燃烧性能。
针对某导弹斜喷发动机点火时飞行姿态大幅抖动现象,通过CFD数值模拟研究斜喷流对气动特性影响。结果表明:随着发动机点火过程中燃烧室总压急剧增大,喷流与外流场相互作用形成了干扰力和干扰力矩。由于这种干扰效应的非线性特征,会引起控制系统的异常响应,导致弹体姿态大幅抖动。文中提供的计算方法及分析结论为同类导弹总体优化设计提供理论依据。
组合循环动力发动机是实现空天融合的重要推进方式,引射是涡轮基组合循环发动机(TBCC)的关键模态,其实际工作过程十分复杂。为了分析引射模态特性,文中基于CFD技术辅以地面实验测量,以微型涡喷发动机作为基础发动机,分别研究了引射管的长度、直径和相对位置对引射作用的影响规律。研究结论对TBCC引射模态设计具有参考价值,为提出有效掺混和减小总压损失的方案提供借鉴。
对近年来弹道导弹燃气弹射技术的研究进展和现存问题进行了综述。简述了弹射技术的需求背景和发展历程,重点探讨了燃气弹射技术的零维内弹道模型、多维数值模拟和缩比实验等3种研究方法的进展现状,总结了结构和环境影响因素对内弹道性能的影响机理及结构设计优化方法。从多变量耦合、现代智能算法在线优选结构参数、建立一体化内弹道模型、多相流以及低燃温推进剂5个方面指出了尚存在的问题及发展趋势。
为了研究后缘可变弯度翼型在跨声速中应用,对超临界翼型DFVLRR-4翼型后缘弯度向下分别偏转1°、2°、3°,得到3种变形翼型,对其进行跨声速下气动力数值研究。结果表明:随着后缘弯度增加,翼型的临界马赫数提前,阻力发散特性变差,但其升力系数增加以及激波失速前升阻比增加,且翼型的失速迎角特性得到改善;翼型变化量在1°时,在跨声速中的气动特性较好,翼型升力系数提高了21.12%,升阻比提高9.2%。得出后缘可变弯度翼型能够较好的运用到跨声速中。
铰链力矩测力试验是主要的风洞试验项目之一,作为测力核心的铰链力矩天平受模型外形限制严重,结构不统一,在高速暂冲式风洞中还面临较大的冲击载荷以及天平温度分布梯度大等问题,实现精确测量难度很大。针对该问题,中国空气动力研究与发展中心高速所依靠其风洞硬件以及人才优势,开展了多个项目的铰链力矩天平攻关,经过多年的研究发展,研制出一系列结构独特的铰链力矩天平,基本满足了各类飞行器的高速风洞铰链力矩试验需求。
序贯蒙特卡罗概率假设密度(SMC-PHD)滤波算法由于需要大量粒子参与,导致其存在效率低、估计精度不高等问题。文中以序贯蒙特卡罗概率假设密度滤波算法为框架,利用最新量测集中的量测信息与目标粒子的单步预测状态的似然值,通过概率选取量测值,之后进行概率假设滤波算法的更新。仿真的结果表明,与现有序列蒙特卡罗概率假设密度滤波算法相比,在相同仿真条件下新算法的估计精度显著提高。
为满足无人机平台的导航要求,提出了一种新型多源信息融合导航方案。该方案以伪距、伪距率差分信息,惯导航向与磁航向的差值信息,以及惯导高度与气压高度的差值信息作为观测量。跑车实验表明:该系统能够提供可靠的导航信息,并且很好的解决了传统组合导航系统工程中航向误差角无法估计以及3颗星状态下组合效果差的缺陷。研究结果可为无人机平台导航方案的选择和设计提供参考。
为研究航天器再入过程中的测控“黑障”问题,文中建立非均匀等离子体模型,仿真分析了在不同再入高度下,信号测控频率变化对迎风面、背风面的传输情况的影响。结果表明:在航天器再入过程中,提高测控频率可改善信号在等离子体中的传输性能;电磁波在航天器背风面传输性能显著优于迎风面传输性能Ka-Band信号从背风面传输的透射率相比于迎风面至少提高88.3%,衰减值至少降低10dB,为中继法解决“黑障”问题提供数据参考。
传统的接收机码环环路中,对伪码相位的估计受到非相干附带的均值非零噪声的影响,而且具有延时误差和延迟效应。针对这样的问题,为了提高接收机码相位估计精度,文中基于极大似然估计法,提出了一种改进的基于极大似然估计的码鉴相器跟踪环路算法。仿真实验表明,伪码估计误差降低了0.15个码片左右,码相位估计精度得到了提升,且在一定程度上提高了环路的稳定性。
为解决毁伤类电磁目标威胁评估存在专家主观性不易避免、目标类型庞杂、影响因素复杂、时间约束性强等客观问题,建立了毁伤类电磁目标威胁评估指标体系,并提出了与之相适应的云极限学习机(CloudELM)威胁评估方法,该方法借助云模型方法对传统的极限学习机进行改进,有效解决了极限学习机在知识表示方面的缺陷。案例仿真验证了指标体系与评估方法在脱离专家条件下自主评估的有效性,同时利用云支持向量机(CloudSVM)进行对照检验,说明了方法的高精确度与低时间复杂度优势。
针对传统惯导无法在极区提供高精度导航信息的问题,提出依据格林尼治子午线的平行线建立虚拟北(文中称为格网北),进而在格网北的基础上建立虚拟直角正交坐标系(文中称为格网坐标系),将其作为极区惯导的空间坐标基准,以解决极区导航参数解算中面临的坐标基准的数学理论问题。为了验证格网坐标系的有效性,建立了误差模型,仿真结果表明:采用文中建立的格网坐标系作为空间坐标基准,能够解算出高精度的导航信息。
针对常规弹箭远射程、大射高的发展趋势,采用理论推导与仿真计算的方法分析指出我军炮兵标准地球地形条件和气象条件存在的不足,并将平面、平行重力场修订为正球体、中心重力场假设,将标准气象高度上限从31km外延至86km,形成新的标准射击条件,为中远程、大射高武器系统的弹道计算、性能评估、射表编制及学术研究与交流提供基准。
针对某火箭炮电液伺服系统负载参数变化范围大的特点,提出了基于ITAE模型多项式的极点配置方法。它设计了数字控制器,克服不平衡力矩和惯量引起的扰动影响,实现电液伺服调炮快速到位。结合系统精度要求,提出了参数选取方法,确定了系统采样频率最佳范围为11~17倍输入信号带宽,特征多项式频带至少为0.3倍采样频率。试验验证结果表明,调炮无超调,精度能够控制在0.2mil以内,调整时间低于0.5s,能够满足操瞄数字控制器设计要求。
反辐射导弹(ARM)对地面雷达构成严重威胁,提出了一种“告警+机动诱饵”对抗ARM的方案,既可以保护雷达,又能使诱饵免受攻击。在分析其基本工作原理的基础上,运用时间差分法构建ARM攻击地面雷达的弹道数学模型,并进行仿真。从ARM落点位置、ARM导引头视角、ARM弹道曲率等方面仿真验证了该方案的可行性和有效性,对于如何对抗ARM提出了一种新的解决思路。
因测角误差、大气折射、判读误差等因素的影响,面面交会法计算的姿态角存在一定的误差,面面交会角较小时,甚至是错误的。文中通过判读获得空间目标在多台光电经纬仪靶面的方向矢量,建立非线性误差模型,并结合最小二乘法与L-M迭代法求解目标在空间的方向矢量,进而获得目标的姿态角。该方法可减少因面与面夹角较小带来误差或错误,计算精度较高。
针对弹载干扰机的恒功率转发式干扰,提出了基于掩护信号的抗干扰技术。首先对干扰机的恒功率放大特性进行了分析,利用功率增益压制效应,减弱其对探测雷达的干扰功率。在此基础上,建立间歇采样直接转发(ISDR)干扰的信号模型,对探测雷达的抗干扰效果进行了研究。仿真结果表明,该方法可有效增强探测雷达对抗转发式干扰的能力,提高作用距离。
多路径是影响卫星导航完好性监测阈值设计的重要因素,针对传统高斯包络阈值设计易受多路径影响存在标准差膨胀过大、系统可用性降低问题,提出一种改进包络模型的阈值设计方法。通过对多路径误差产生原因及分布特点进行分析,建立了伪距误差非正态分布情况下的改进包络模型。试验结果证明,该模型可有效估计出伪距测量误差的标准差,能够辅助设计出更加准确的完好性监测阈值,提高了系统完好性监测水平。
涡喷发动机压气机叶轮、主轴以过盈配合的方式联结成一体。合理的过盈量既能保证压气机叶轮与主轴不产生相对滑动,又能保证温差法装配不损伤叶轮和主轴材料。利用Ansys软件采用子结构模型分析过盈量与装配应力、摩擦系数与转子应力、转速与接触面压力的大小关系及接触应力沿轴向分布情况。得出温差法装配合理过盈值,首次提出锥形过盈面模型,对涡喷发动机结构设计过程具有指导作用。
