为了克服自适应Kalman滤波的缺点,文中提出了一种噪声有限记忆在线随机加权自适应滤波算法。在该算法中,利用随机加权和移动开窗方法分别对系统量测噪声和状态噪声的统计特性进行在线随机加权估计,并应用随机加权自适应因子进行调节,控制量测噪声和状态噪声对滤波解算精度的影响。仿真结果表明,在系统噪声统计未知情况下,所提出的噪声有限记忆在线随机加权自适应滤波算法精度明显优于传统Sage自适应Kalman滤波算法。
文中提出一种采用矩阵填充(matrixcompletion,MC)有效实现稀疏阵列MIMO雷达成像的方法。基于均匀发射、稀疏接收的收发共线稀疏阵列,分析稀疏回波信号矩阵低秩特性,对距离单元逐一采用MC原理估计未知元素,较为精确的实现回波信号的填充重构,解决了MC在处理成行/成列数据缺失时失效的问题,确保成像质量并有效减少阵元数目。仿真实验证明,文中所提成像方法能够完成稀疏阵列MIMO雷达对运动目标的单次快拍成像,且在不同稀疏度下具有普适性。
为减小车载导弹倾斜发射过程中初始扰动的影响,从理论角度建立了扰动数学模型,运用三维建模软件和有限元分析方法,构建了车载导弹刚柔耦合动力学模型。通过仿真分析,获得了发动机推力不稳定、燃气流冲击对导弹运动参数的影响情况。结果表明,发动机推力不稳定是造成导弹初始扰动的主要因素。模型较好的反映了导弹实际发射过程,研究结果为减小初始扰动、提高发射精度提供理论参考。
为实现微型飞行器的自主飞行和姿态的自动校正,文中设计了一种基于前视摄像机成像的姿态角自动检测方法,通过图像线性判别函数的参数寻优计算,提取成像中地平线的直线方程参数,计算飞行器滚转角和俯仰角。同时文中改进和优化了寻优计算过程,大幅度减少了计算量,最后进行实际飞行图像的验证。实验表明文中方法滚转角度检测可靠、计算量小且易于硬件实现,适用于低成本无姿态测量装置的微型飞行器平台。
针对模拟锁相环稳定性差、参数调节困难的缺陷,利用双线性变换建立了模拟锁相环与数字锁相环设计参数的严格对应关系。采用现场可编程门阵列完成了基于软件定义无线电理念的全数字化Costas环设计及实现,在片内集成Microblaze软核以实现环路锁定频率及捕捉带性能的动态调整,环路收敛特性优异,经布局布线后静态时序工具报告最高工作频率可达466MHz。设计通用性较强,可推广至各类软件无线电硬件平台开发。
文中针对目前弹载计算机调试检测过程中测试覆盖率低、调试繁琐、故障定位难等问题,提出一种全回路调试检测方法,通过将弹载计算机各种类型信号的链路、激励、测试设备进行关联,自动构成各类信号的测试回路,实现硬件状态验证、性能检测、故障快速定位,提高弹载计算机检测覆盖率和调试效率。
针对导弹半实物仿真闭环试验中,需要解决实时对舵机加载的问题,文中提出了一种变刚度加载方式。通过实时调整扭杆弹簧的加载长度实现变刚度加载,并给出了适用于此加载系统的刚度解算方案。由对地面风洞实验数据解算及插值,得到任意飞行状态下的负载刚度及等效攻角,作为变刚度加载系统的输入参数。并以某型号舵机的风洞实验数据,通过该方法进行刚度解算,所得到的实际加载力矩与加载力矩指令较为接近,证明了该解算方案的合理性。
为构建不含辅助矢量的矢量形式弹丸六自由度弹道计算模型,在地面坐标系对表征弹轴空间姿态的单位矢量求导,将得到的导数关系式代入经过叉乘运算后的角动量方程,得出单位矢量二阶导数的矢量形式动力学表达式,从而建立起不含辅助矢量的矢量形式弹丸六自由度弹道计算模型。给出了模型的分量形式,讨论了地面坐标系弹道计算的初始条件。模型为矢量形式六自由度弹道计算提供了另一途径。
针对具有射后截获功能的红外型空空导弹,文中设计了一套基于PXI总线的测试设备,同时研制了测试用目标模拟器和数据链指令发射机组件,并充分利用PXI总线的扩展功能,将相关组件与测试设备连接,构成了一套完整的空空导弹测试系统。该系统可对导弹在挂飞、发射及自主飞行过程中的全部工作状态进行详细测试,保障完成了导弹在研制阶段的各项试验验证工作,在实际使用过程中取得了理想的效果。
提出了一种针对非线性不确定模型的强跟踪状态相关黎卡提方程(state-dependentRiccatiequation,SDRE)滤波方法,并将其应用于飞行器的GPS/INS组合导航系统。该方法通过非线性系统的状态相关分解,避免了非线性系统线性化时面临的截断误差和计算Jacobian矩阵的问题,并通过引入自适应渐消因子提高了状态估计的鲁棒性。仿真结果表明,强跟踪SDRE滤波方法增强了导航系统的鲁棒性,提高了飞行器状态快速变化时的跟踪能力。
为提高导弹装配的效率和质量,采用Stewart平台作为调姿定位机构,设计了一套导弹舱段水平自动对接方案。系统阐述了方案的分系统组成和对接流程。详细分析了对接过程中的坐标转换矩阵求解方法、特征点选取原则、舱段干涉防止措施、Stewart平台初始位姿标定方法、对接能否完成的判别方法、舱段位姿误差补偿方法等关键技术。拓宽了导弹装配技术的设计思路,为后续实际对接系统设计提供了理论基础。
反坦克导弹在多山地区等复杂环境作战时易受其前方障碍物阻挡,为有效规避障碍物,顺利实现导弹对目标攻击,文中在战场地图信息的基础上,提出了一种用于反坦克导弹飞行避障的弹道规划方法,六自由度仿真结果表明,该方法能够实时规划飞行弹道,规避障碍物,有效提高反坦克导弹武器系统的作战效能。
文中针对以调相副载频调制信号为直波信号形式的半主动寻的制导体制,研究了直波修正指令信息解码环节受直波照射镜像信号干涉影响的过程,给出了照射镜像信号引发直波修正指令解码异常的机理;同时,提出了可用于避免照射镜像信号干涉影响的副载频调制信号波形设计及应用依据,并通过试验验证了其有效性。研究成果对工程研制具有理论指导价值。
针对RDX-PBX和HMX-PBX两种典型高能炸药,设计了一种球缺罩爆炸成型弹丸试验弹,采用数值模拟方法,计算分析两种装药条件下爆炸成型弹丸成型情况及其侵彻间隔钢靶的过程,反复迭代后获得了与装药匹配的药型罩结构,并开展了试验验证研究。试验结果表明,爆炸成型弹丸穿甲层数与数值模拟结果吻合较好,即建立的装药与药型罩结构匹配设计数值模拟方法合理可行。研究结果对球缺罩爆炸成型弹丸结构优化设计具有一定的工程实用价值。
为了提高某型火箭弹弹箭分离的可靠性和装配的安全性,设计一种新型的剪切分离机构,它具有分离药量少,分离过载低等特点。通过工程计算,对分离药量和连接强度进行了理论计算和校核,并使用非线性有限元软件LS-DYNA对分离机构的分离药量和可靠性进行了数值模拟分析。通过试验对比分析数值模拟结果,试验与数值模拟结果基本一致。试验和仿真结果表明,改进型分离机构能够很好的实现弹箭分离的目的,同时提高了弹身的连接强度,满足了弹药生产的安全设计要求。
为了提高混凝土中爆炸毁伤效果,在现有的爆炸抛掷特性理论的基础上,建立了不同起爆条件下介质碎屑抛掷驱动的数学模型,进而计算了混凝土中近地表及远地表两种工况下的碎屑抛掷驱动特性。结果表明:同近地表起爆相比,远地表起爆时目标碎屑受到坑道壁面的约束,增加了碎屑颗粒的运动阻尼特性,限制了爆炸对混凝土碎屑的抛掷效果,因此介质碎屑的直接抛掷驱动能力较差。
文中设计了固体火箭发动机采用的3种常规喷管与燃烧室壳体的连接结构,建立了3种连接结构的强度计算模型,通过模拟水压试验的预制载荷,分别对3种连接结构进行了静力强度仿真,得到了连接结构中各个零件的应力、应变及变形等结果;从工作安全性和结构密封性能方面,对3种连接方式的优劣进行了分析。结果表明,3种连接结构均能够满足设计使用要求,其中模型C能够承受更高的压力作用;在相同压力载荷水平下,模型B的密封性能最好。
为了研制用于火箭发射台的耐高温涂层,文中提出了双层涂层结构,底层以环氧树脂为基体材料;表层以焦宝石、堇青石和高铝水泥等为原料。试验结果表明:底层附着力达18.87MPa;表层耐火度为1660℃,常温耐压强度达48.7MPa,导热系数为0.692W/(m·K),热膨胀系数在200℃时为8.73×10⁻⁶℃⁻¹;耐高温涂层线烧蚀率为0.277mm/s,背温不超过80℃。将所研制的耐高温涂层在长征7号火箭发射台上使用,结果表明:耐高温涂层能够承受长征7号火箭发射时的燃气流冲刷,满足使用要求。
文中利用数值模拟的方法就喷射方式对流场流动特性的影响展开研究,分为喷射角度、喷孔形状两个部分。结合燃料掺混效率、穿透深度以及总压损失等参数对比,探究不同喷射方式对超燃燃烧室流场特性的影响,得出以下结论:喷射角度的增大可增加射流的穿透深度,但导致掺混效率的下降和总压损失;经综合比较,喷射角度为y=5°算例较其他三种喷射角度更为理想;菱形孔在燃料掺混、展向扩展以及总压损失方面优势明显,具有更好的流场特性。
为了研究一次燃气入口方式对于水冲压发动机性能的影响,基于涡耗散模型建立某高金属含量镁基推进剂水冲压发动机三维多相流摻混燃烧反应模型,获得了一次燃气不同入口角度对补燃室内温度分布、镁组分变化以及发动机比冲的影响。计算结果表明,多股燃气中心汇聚明显加剧了一次进水区域内的镁/水燃烧反应速度,有效提高了发动机工作压强和比冲,同时有利于减少镁/水充分反应所需的补燃室长度。
为了探究海平面静态一次火箭沿流道放置位置对RBCC性能的影响,文中开展了进气道/燃烧室一体化全流道的数值模拟工作。结果表明:海平面静态,一次火箭沿流道后移对进气系统的影响比较复杂,且与一次火箭流量的大小高度相关,而对RBCC推力和比冲的影响则一直比较积极;海平面静态,当需要一次火箭大流量工作时,建议其位置应尽可能沿流道后移,以保证RBCC的整体性能最优。
针对导弹发动机燃气流对联装架上发射箱前盖的冲击影响问题,建立导弹滑离参数计算模型和三维流场模型。采用CFD方法和UDF动网格,针对导弹从下箱滑离和上箱滑离两种工况下,分析燃气流对各前盖表面压力分布及变化规律,进一步通过改变发射箱前、后定向件位置,分析发射箱导轨对多联装发射箱前盖的冲击影响。文中的仿真结果对倾斜发射装置工程优化设计具有一定的参考价值。
针对陀螺和加速度计均倾斜安装的光学惯导,在系统标定理论误差分离的基础上,建立虚拟台体坐标系,通过惯导坐标系到台体坐标系的方向余弦阵转换和载体系下误差参数与台体系下的误差参数转换,实现斜置光学惯导参数的系统级标定。仿真结果表明,该算法能有效建立惯导坐标系到台体坐标系的误差转换模型,提高惯导误差参数辨识精度,降低对转台定位精度要求,在实际工程应用中具有重要的参考意义。
伞弹系统是复杂的多体动力学系统,为得到系统中弹体的位移、摆角等运动状态,利用拉格朗日方程法建立了基于弹体运动方程的伞弹系统平面内动力学模型,并通过空投实验对动力学模型进行了验证。推导的弹体运动学方程计算结果和实验测试结果在弹体水平和高度位移随时间变化关系上较为符合,在摆角随时间变化关系上具有相近的趋势和较为符合的振荡幅值与频率,表明该动力学模型可作为计算伞弹系统中弹体运动状态的有效方法。
为了研究气动效应对火箭弹折叠翼展开特性的影响,采用数值模拟方法研究了低速条件下横向折叠翼的气动特性,并对其展开运动过程进行了仿真。计算结果表明,折叠翼所受气动力随着攻角的增大均线性增大,随展开角度的增大表现出先增大后减小的变化规律,且背风侧气动力均小于迎风侧。在负攻角情况下,迎风侧折叠翼展开所需时间长于背风侧,随着风速、攻角的增大,折叠翼展开的同步性进一步减弱。
文中提出一种新的基于地磁/加速度计的低成本弹道探测技术。该技术采用地磁传感器在弹丸旋转过程中切割磁力线所产生的感应电动势,计算出弹丸在炮口处的角速度,通过角速度与速度的对应关系得到初速,为加速度计的速度、位置信息解算提供初始值。该技术作为一种新的空中初始对准方法,为加速度计等惯性器件在身管武器的应用提供新思路。
导弹间的协同攻击的数据交换是实现协同拦截目标的前提。根据现有防空导弹的特点,提出了通过扩展武器系统之间的数据链的方案实现不同类型导弹间的数据交换的方法。基于使目标总期望生存概率最小的目标分配原则,建立了不同类型导弹间的协同攻击时的目标分配数学模型,利用改进的萤火虫群优化算法,解算和验证了实现方案和目标分配模型的正确性。
数据链是战斗力的“倍增器”,军队联合作战的“黏合剂”,是提高作战平台快速反应能力和协同作战能力的关键环节,具有较强的保密性和抗干扰能力。文中以分析数据链中MSK信号抗噪声性能为研究目的,以一跳单脉冲数据链信号的有效驻留时间为仿真对象,对MSK信号频率相干解调方法进行了仿真分析。仿真结果表明,在信噪比高于-15dB时采用频率相干解调方法,可准确实现对MSK信号的解调。
针对存储系统中的指令误判和单片FLASH读写速率慢的问题,设计了一种基于FPGA的高可靠、高速数据记录器。该记录器采用4线指令组合校验机制,配合双计数器消抖的防指令误判技术,最大限度保证指令的可靠识别;采用批次检测的方法管理坏块,有效缩短校验时间,同时应用交替双平面交叉写入和流水线编程模式,FLASH写入速度达到29.92MB/s;应用双FIFO交叉缓存,握手读数的机制,有效保证读取速度。经实践验证,该记录器指令判断准确,读写速率快,具有一定的推广价值。
利用塔康系统询问应答规律,提出了一种对塔康机载设备无源单站侦测定位方法,通过测量询问、应答信号的到达时间及两信号来波夹角,采用位置线交叉法实现定位。通过理论分析和计算机仿真,证明了该方法的可行性。较之于双站定位方法,该方法系统简单,无需复杂的时间同步,对工程实践有一定的指导意义。
在分析二次雷达S模式信号格式以及CRC原理的基础上,针对传统串行编解码器存在效率低的问题,提出了一种改进型的并行编解码器。在MATLAB中完成编解码器输入与输出关系的计算,根据计算结果,使用VerilogHDL语言在FPGA平台上完成了编解码器的设计,并在Modelsim软件中进行仿真验证。仿真结果表明,在短格式信号的编解码中,并行结构可以在一个时钟周期内完成数据的编解码工作,与传统串行编解码器相比,效率提高了56倍。
为了更快、更准、更稳定的捕获到北斗卫星信号,文中提出了一种混频前端抽取FFT伪码并行捕获算法。相比传统FFT捕获算法,采用先对采样数据进行抽取,将FFT计算点数下降为原来的1/5;在平方检波前,再将做完IFFT的数据结果进行周期积分累加,通过判决得到相关峰值。该算法有效地减少了FFT的运算量,降低了系统复杂度,更缩短了信号捕获时间。而且相较于只进行抽取的FFT算法,捕获精度有明显提高。仿真实验验证了本算法的优越性。
作战试验中的电磁环境效应评估是无人机性能检验的重要组成部分。面向对象的试验电磁环境构建设计评估方法,克服了传统试验方法对环境评估所存在的缺陷,利用攻击目标结构、任务飞行计划、电磁环境想定、系统效应分析模型和评估准则,可以根据评估值获取较高置信度的电磁环境适应性评价。在评估准则研究方面,依据无人机用途以及对战场电磁环境事先的认识或已有知识的掌握程度,详细探讨了与之相适应的评估准则,使无人机电磁环境效应评估更为客观和完整。
针对基于性能退化数据评估火工品可靠性的方法中,破坏性测量所需样本量较大的问题,提出了电火工品的破坏性测量与非破坏性测量相结合的方法。分析得到了火工品的性能退化服从Wiener过程,并建立相应的退化失效模型,给出参数的估计方法。实例分析得到火工品的可靠性及剩余寿命估计,与仅依靠破坏性测量评估相比,该方法扩大了火工品性能退化数据量,寿命评估的准确性更高。
为弥补外测级间段轨迹测量的不足,利用遥测视加速度和级间段前某时刻的外测轨迹参数建立级间段轨迹重构模型。建立精度评估方法用于方程起始边界的选择和重构轨迹的评价;建立视加速度误差修正模型降低测量误差对重构轨迹的影响;利用遗传算法优化视加速度误差修正模型参数,利用级间段后一段时间的重构轨迹和外测融合解算轨迹的比较结果构建适应度。计算结果显示,参数优化后的视加速度误差修正模型有效提高了重构轨迹可信度;视加速度的各个测量误差源是耦合的,误差修正模型参数的解不唯一;重构轨迹加速度与遥测加速度趋势一致,满足外测精度指标。
悬索火箭橇是利用平行悬置的两根绳索约束火箭运动的实验装置。为了模拟火箭橇运动过程,文中采用Newton方法进行悬索动力建模,根据火箭橇结构参数建立火箭橇运动模型,采用龙格库塔法仿真计算火箭橇在悬索上的运动过程,得到火箭橇运动轨迹,悬索动态位置、悬索应力分布等参数,并计算出火箭橇飞行对悬索的下拉距离,文中计算结果与前期实验结果较一致。
火箭炮闭锁力是阻止火箭弹脫落和影响火箭弹发射的重要参数。考虑到目前对于闭锁力特性研究较少,有必要对闭锁机构进行研究。基于理论力学推导出闭锁力的计算公式和临界位置的平衡方程,求解出闭锁力在不同闭锁体倾斜角和摩擦系数时变化曲线,并采用软件仿真和试验实测进行分析。通过理论计算、仿真计算和试验测试互相验证,给出了一套完善的闭锁机构设计方法,为火箭炮闭锁机构设计提供参考。
