某隐形飞机内埋式武器在弹射过程中,系统质心变化、外流场剧烈扰动等可能会引起武器姿态偏离,导致机/弹碰撞,因此在弹射系统中设置了同步机构。为取得同步机构角度和长度最优值,通过动力学分析软件ADAMS对同步机构进行参数化建模,用OPTDES-SQP非线性二次规划算法对同步杆的角度和长度进行仿真研究。研究结果表明,同步机构最优值为A=91.13°,l11=l13=45.01mm,l3=3839.28mm,同步性能对A值变化最敏感,应以A值误差控制为主。
针对火箭上面级机动弹道重规划问题,提出一种基于改进微分进化算法的弹道规划方法。首先,将弹道规划问题转化为多约束轨道优化问题,其次,设计多约束优化模型,满足卫星半长轴及轨道倾角的工程需求,最后,通过改进的微分进化算法求解最优解。通过某次火箭上面级弹道规划数据分析,该算法能快速规划弹道,入轨点精度满足要求。
为满足武器系统日益增涨的数据量及可靠性需求,本文设计了一种基于CPCI架构的FlexRay总线仿真测试系统,系统硬件由仿真板、侦听板和适配板等组成;通过参数分类、参数模糊设置等方法,实现了多节点在不同传输速率和网络拓扑下的70余种协议参数的仿真优化。实验表明,该系统能够高效的对FlexRay总线参数进行配置并仿真,大大降低了FlexRay总线的设计难度,减小了设计风险,提高了总线故障定位的准确度。
针对外测数据处理中对站点垂线偏差测量和使用的忽视,依据坐标系旋转和矩阵变换理论,推导站点垂线偏差对方位角和俯仰角的影响公式,进而推导对多站最小二乘交会定位结果的影响。仿真结果表明,某些站点垂线偏差对方位角的影响最大值超过设备测量精度值的2倍,对俯仰角的影响最大值超过设备测量精度值的50%,对飞行器定位的影响主要表现在X方向和Y方向上。为提高数据处理精度,有必要对站点垂线偏差进行修正。
采用LS-DYNA研究了斜侵彻条件下预制钨破片对中厚钢靶的穿甲问题,通过对比分析弹靶毁伤形貌和破片速度时程曲线等,得到入射角和初始动能对破片穿甲性能的影响规律。结果表明:破片弹道极限随入射角的增大而增大;同一着速下,随着入射角增加,圆柱形破片入口孔径越大,孔洞形状越不规整,穿甲时间越长,剩余速度和剩余动能越小,速度衰减和动能衰减越严重。其中,在1300km/s情况下,入射角由10°增加至50°时,弹坑容积随之增大,在60°条件下弹坑容积发生锐减;同一入射角下,初速度增大,破片穿甲时间变短,弹坑容积增大,且比正侵彻下所形成的弹坑容积略大。
为了更加准确和快速地评估战斗部对目标毁伤效果,文中提出了一种考虑破片速度衰减的破片命中空中目标的算法,首先判断破片是否与目标包围盒相交,然后针对与包围盒相交的破片在每个时间步长计算衰减后的实时速度,直至与目标面元相交,并给出了算例。最后,讨论了脱靶量、破片静爆速度、目标速度和导弹速度对破片命中位置偏移的影响。
针对舰空导弹普通中制导律目标拦截时间长和方程计算繁琐的问题,设计了一种舰空导弹拦截目标中制导律。在三维比例导引律、偏置导引律和预测遭遇点导引律基础上,改进提出了基于预测遭遇点的变系数中制导律。对制导律的制导性能和速度响应特性进行仿真实验,结果表明同等条件下改进制导律目标拦截时间更短,速度相应特性更好。仿真实验证明了改进中制导律的有效性。
针对阵列信号处理过程中,存在指向误差、阵元位置误差及阵元相位误差(统称为相位误差)时,常规线性约束最小方差(LCMV)算法性能急剧下降的问题,仿真分析了递推最小二乘(RLS)算法应用于自适应波束形成的稳健性。该算法采用递推法求取最优权矢量,收敛速度快,数值稳定性高,具有良好的输出信干噪比,能够最大程度的使方向图主瓣对准信号,零陷对准干扰。仿真结果验证了该算法在相位误差存在情况下的稳健性。
针对杂波环境下扩展目标高斯混合PHD滤波器不能有效跟踪机动目标且无法提供航迹信息的问题,引入一种改进的输入估计算法,通过指数渐消因子对滤波增益进行调整,实现对强机动目标的自适应跟踪。同时通过构造距离矩阵提出一种改进的航迹关联算法,减少了密集目标错误关联的概率。实验结果表明,所提算法具有很好的跟踪精度,同时能够正确给出密集扩展目标的航迹信息,具有较强的抗干扰性和鲁棒性。
针对回声状态网络(ESN)算法在训练中只能调节输出权值的缺陷,提出了动态回声状态网络(DESN)研究方法。为了提高Sigmoid函数的非线性映射能力,该算法将映射区间因子引入到激活函数中,不仅对激活函数的位置和形状上进行了调整,而且对映射区间范围也作出调整。通过基准数据集仿真实验,验证了提出算法的有效性和可行性;并利用其预测地空导弹生存能力,获得了满意的结果。
对敌方作战意图识别是战场态势评估的重要内容。文中基于人工智能领域中的模式识别技术,研究了地面防空作战的空中目标作战意图识别问题。首先,针对空中目标意图识别问题进行分析,建立了意图识别的数学模型;其次,对先验知识采用统计的方法,得到目标作战意图知识与规则库;然后,提出了基于判别分析的空中目标作战意图识别方法,建立目标意图识别规则。最后通过10个未知意图的目标进行意图识别对文中的方法进行说明与检验。
雷达导引头俯视探测超低空目标时,受多径效应的影响,严重降低了跟踪的精度。将弹目视线角约束在布儒斯特角附近,可有效降低多径干扰的影响。基于滑模控制原理,设计出一种改进的自适应双滑模面末制导律。该制导律可确保在跟踪拦截目标的过程中,将弹目视线角约束在布儒斯特角附近,从而最大限度地降低多径干扰对跟踪精度的影响。针对滑模的抖振问题,采用高增益连续函数代替符号函数,大大改善了超低空拦截性能。
为有效提高景象匹配制导的性能,在SIFT算法的基础上,结合Canny算子边缘特征检测对其进行改进,提出了一种新的Canny-SIFT算法。先利用Canny算子获取图像的边缘特征,再用SIFT算法对边缘特征图像进行匹配。仿真结果表明,Canny-SIFT算法对亮度、旋转和尺度变化不敏感,有效克服了SIFT算法匹配时间较长的弊端,在大幅提升匹配速度的同时可以提取到更多匹配特征点,提高了匹配正确率,改善了整个景象匹配制导系统的性能。
针对固体火箭发动机(SRM)绝热结构设计中的气固两相内流场数值计算问题,基于Euler-Lagrange方法,应用SSTkω湍流模型和颗粒轨道模型(PTM),并用PSIC方法进行气固耦合计算,仿真研究了某型SRM工作末期复合过载条件下的三维两相内流场特性。揭示了两个典型工况下的SRM内部压强和温度场、燃气和粒子速度场、粒子沉积分布及其运动规律,重点分析了SRM不同部位的颗粒沉积浓度变化。结果表明:在复合过载条件下,颗粒沿横向过载的反方向偏移,滞后效应明显,容易撞击喷管收敛段;两种工况下的SRM内部压强、温度及速度场分布规律相近;最高粒子沉积浓度产生于SRM后封头的绝热层内壁,并形成粒子聚集流及其两侧尺度较大的低速旋涡流动现象;随着推进剂的燃面不断推移,在贴近绝热层壁面处的平均粒子沉积浓度呈升高趋势。
无人机模拟训练的逼真度将直接影响操作员的训练效果。为提高模拟训练系统的逼真度,增加训练时的沉浸感和提高训练效率,文中以模拟飞行与真实飞行一致为目标,提出了一种基于机载代码的高逼真无人机模拟训练系统设计方法。通过紧密结合真实无人机,采用移植机载计算机主控代码技术,实现了模拟飞行与真实飞行逻辑响应一致。实践结果表明,该系统提高了操作员的训练效果、缩短了训练时间,而且加快了无人机研制进度。
为了提升激光半主动制导武器角度欺骗干扰效果评估方法的合理性,文中提出了一种新的综合评估方法,构建了一个比较全面系统的评估指标体系,综合考虑了告警成功率、时域相关度、波长一致性、空域相关度、码型匹配度、模式匹配度以及能量对比度等因素;并建立了计算引偏成功率的评价指标聚合模型以及计算干扰效果的杀伤概率下降程度计算模型。进一步,文中在简要介绍干扰效果评估基本流程的基础上,结合典型案例计算了激光角度欺骗干扰效果并分析了主要因素对干扰效果的影响,结果表明,缩短干扰反应时间、提高码型匹配度、增加干扰功率以及提高模式匹配度或使用双脉冲干扰方式都可以提高干扰效果。
集成电路的平均无故障时间(MTBF)是判断系统可靠性的主要指标,文中提供了一种计算MTBF的有效方法。首先介绍了集成电路失效的一般规律,即满足浴盆曲线的规律;其次分析验证了集成电路的使用寿命问题是满足泊松分布的。基于这两个条件,提出了一种计算集成电路MTBF的算法。根据集成电路74HC00的一组故障时间,计算了其平均无故障时间。验证了所提供方法的可靠性。
为了给BTT导弹设计出较好结构和性能的自动驾驶仪,基于线性化解耦后的BTT导弹模型,采用线性二次型最优控制方法(LQR),先确定三个通道自动驾驶仪响应时间比值,然后对BTT导弹的俯仰、偏航通道分别采用线性二次型方法进行过载自动驾驶仪的设计。各通道设计完成后引入各耦合项,对设计的三通道驾驶仪进行仿真,结果表明设计的自动驾驶仪有较好的指令跟踪能力,对通道间的耦合有一定抑制能力。
为进一步提高爆炸成型弹丸(EFP)的侵彻深度和破甲后效,药型罩采用3层偏心亚半球结构,利用ANSYS/LS-DYNA软件对3层偏心亚半球罩聚能战斗部侵彻体成型过程进行数值模拟,具体分析了曲率半径、壁厚、材料等因素对其成型的影响规律。研究结果表明:采用3层药型罩结构可以形成前后分离的串联EFP战斗部,当药型罩材料为紫铜,曲率半径与装药直径比值为0.9,药型罩总壁厚为6mm,外、中、内3层药型罩的壁厚比值为1:3:2时,侵彻体成型效果较好。
编队基线精确测量是空空导弹集群攻击的前提要求。文中通过GNSS载波相位双差消除各节点公有观测误差,建立关于双频宽巷化组合和伪距的观测方程,利用LAMBDA算法实现模糊度单历元快速解算,并利用残差平方和最小准则结合多历元一致性检验方法对模糊度固定解进行检验。经验证,该方案在高动态环境下基线测量精度可达到10cm,满足编队需要。
为研究复合固体推进剂初始缺陷对其宏观力学性能的影响,通过单轴等速拉伸实验得到了不同界面缺陷含量推进剂的工程应力应变曲线。比较发现,推进剂的初始模量和拉伸强度随缺陷含量的增高呈指数下降的趋势。构建了含界面缺陷推进剂的细观模型,定义了缺陷界面的力学响应,数值模拟了推进剂在单轴拉伸载荷下的力学响应。将仿真结果与实验结果进行对比,二者变化趋势一致,误差范围在7.5%之内,说明文中所用方法能为含缺陷的复合固体推进剂的研究提供指导。
为了提高轻型装甲车辆底部的防护性能,在轻型装甲车辆车体进行简化的基础上,对V型、W型、波浪型、船型、平板船形等不同结构装甲底板,对爆炸冲击作用下的毁伤效应进行了数值计算。重点对压力与位移两项参量的变化进行了研究,对比分析了不同底板结构的防爆炸能力。结果表明平板船型结构的抗爆炸冲击能力最强,但综合车体高度与车内空间等因素,认为船型和V型结构最为适用。研究结果对底部防护能力较强的模块化底装甲设计提供科学依据。
考虑到雷达成像信号处理方法对发射信号形式的需求,提出一种宽带MIMO雷达波形设计方法。首先,通过对发射方向图进行设计以实现对不同方向目标的同时观测。其次,在建立波形优化模型的过程中,将线性调频信号频谱作为期望发射频谱,并利用共轭梯度法对其进行求解,使得优化求解后得到的发射波形具有所期望的线性调频信号特性,解决了所设计发射信号为相位编码信号,对多普勒频移很敏感的问题。仿真实验验证了文中所提算法的有效性。
目前冲击波超压测试常采用笔式、杆式和盘式3种不同形状的测压装置,而它们对冲击波测试特性的影响不尽相同。针对于此,文中使用Fluent软件模拟仿真了这3种测压装置在激波管内的气体流场,研究其对冲击波测试特性的影响程度,并通过相关冲击波超压实测试验来验证仿真结果。得出以下结论:试验结果与仿真结果一致,笔式测压装置和盘式测压装置均会对冲击波流场膨胀过程产生一定的阻碍作用,但笔式测压装置的阻碍作用小。
为验证固定翼无人机飞行模型与控制算法,结合嵌入式开发和视景仿真技术,设计了基于ARM的嵌入式可视化飞行仿真系统。系统在嵌入式硬件中进行六自由度飞行模型和PID控制模型仿真,实现飞行状态参数实时计算与传输。利用OpenGL图形库以及多线程Windows自定义消息处理技术设计了三维飞行视景仿真程序,实现了飞行状态高逼真动态显示。实验结果表明,该系统可靠性高,时效性强,适用于多种飞行器模型、飞行运动模型和控制算法的验证。
卫星导航抗干扰领域,为克服空时联合处理计算复杂度高及抗干扰性能上升空间低的问题,提出一种空频联合处理机制。通过理论与仿真分析证明该处理机制具有更好的抗干扰性能。同时通过对3种常用自适应计算方法的对比,在收敛速度及计算复杂度两个方面为这种空频联合处理机制选择最佳计算方法,使其性能得到最大发挥。
在导弹及飞机型号的测力风洞试验中,天平是必不可少的关键设备,天平的标定是通过天平校准系统来完成的。针对天平校准系统砝码加载方式存在的问题,开展了机电式自动加载技术研究,文中比较详细的介绍了高精度机电式自动加载的技术方案和可行性验证试验。并且该项技术在BACS5000天平校准系统研制中得以应用,证明可推广应用。
为提高弹道修正火箭弹作战效能,在介绍组合式弹道修正火箭弹工作原理的基础上,针对火箭弹齐射打击不同点目标的现实需求提出了打击横向分布点目标和其他形状分布点目标的实现方法。随后以某型组合式弹道修正火箭弹为例,在随机扰动条件下进行了火箭弹齐射打击横向分布的目标点和纵向分布目标点的仿真实验,结果表明该方法能够实现火箭弹齐射打击不同点目标的目的,进一步提高弹道修正火箭弹的作战效能。
在导弹及飞机型号的高速推力矢量、喷流影响类风洞试验中,天平本身的零点温度效应将严重地影响风洞试验数据的可靠性、准确性及试验效率。文中从天平零点温度效应存在的机理出发,开展了天平零点温度效应补偿技术研究。该项技术在FL-3的某飞机喷管推力损失和喷管载荷高速风洞试验中得以应用验证,风洞试验结果表明:该技术很好地保证了风洞试验数据的精准度,提高了风洞试验效率,从而降低了风洞试验成本。
导弹电磁发射技术是一种新型的发射技术。发射过程中会产生强的电磁场环境,不仅严重干扰导弹内电子元器件的正常运作,还会破坏外部的电磁场环境,影响其他设备。因此,采取一定的屏蔽措施十分重要。文中将多种群遗传算法(MPGA)和多层材料屏蔽体设计结合起来进行仿真。结果发现较标准遗传算法,基于多种群遗传算法的屏蔽设计得到的屏蔽效能更高,优化结果更为稳定,将会更好地应用于导弹电磁发射过程。
针对光触发电子测压仪测试性能易受火炮发射环境影响的问题,设计透光性强、密闭性好、抗压强度高的测压仪端盖并用仿真软件对测压仪端盖和整体进行抗压强度仿真;分析光触发电子测压仪端盖结构对测压仪整体电磁屏蔽性能的影响,提出在光窗内表面增加透光性良好的电磁屏蔽薄膜的方法以改善测压仪的电磁屏蔽性能;利用模拟膛压发生器产生与实际火炮类似的发射环境,验证光触发电子测压仪用于火炮膛压测试的合理性和有效性。
由于腹部进气布局导弹进气道和弹体内外流相互干扰,使得此类导弹的气动性能难以计算。为解决初步设计阶段此类导弹的气动计算问题,文中以DATCOM程序为基础,以CFD数值模拟为依据,采用部件组拆方法,发展了一种腹部进气布局导弹的气动力快速估算方法。结果显示,该方法计算速度快、适应性好、精度高,在吸气式导弹初步设计中具有较高的应用价值。
主被动雷达导引头的主动雷达分系统和被动雷达分系统可得到各自的角度测量信息,为实现两套角度测量信息的融合处理,文中提出了适应其测量特征的融合结构和方法,并对融合过程中的空间配准、数据关联和数据融合算法进行了研究分析,最终形成了主被动雷达角度信息融合总体方案。仿真试验表明,融合算法可以得到更高的跟踪精度,有利于充分发挥多传感器的测量优势。
为提高防空反导战斗部的毁伤效能,设计了一种惯性激发式含能子弹毁伤元。针对两种不同惯性体结构,进行了弹丸弹道发射撞击起爆试验,获得了两种结构弹丸的起爆时间。实验结果表明,相对于平头惯性体结构,双锥形的结构更有利于弹丸的有效激发。双锥形惯性体弹丸能够完成靶后释能的毁伤目标。分析了着靶速度对起爆特性的影响规律,为后续低速易起爆机理研究积累了数据。
简要介绍了弹药制动冲脱试验原理及国内外现状,针对我国上舰机载弹药制动冲脱试验方法和标准的不足,提出了采用火箭橇技术模拟舰上机载弹药制动冲脱试验新方法,并对该方法的原理、关键技术进行了分析和仿真计算,最后通过实例验证。结果表明该试验方法可行,能满足机载弹药制动冲脱试验要求,也可供弹药安全性研究人员参考。
目标选择是现代及未来战争作战筹划与指挥决策的核心问题。在分析目标价值影响因素的基础上,构建了目标价值评价指标体系,运用Delphi-AHP法和熵权法进行主客观组合赋权,将灰色关联度与传统欧氏距离结合对逼近理想解排序法进行改进,并利用改进的逼近理想解排序法构建了目标排序模型。实例分析证明该模型合理可靠。
为了评价基于子母弹技术的反舰导弹对水面舰艇的毁伤能力,开展了作战毁伤效果的仿真研究。通过建立水面舰艇的数学模型,量化反舰导弹对水面舰艇的毁伤能力指标,运用蒙特卡罗方法模拟计算反舰导弹对水面舰艇的毁伤效果,并对系统的毁伤程度进行了评估。分析了某子母弹的打击效果,研究结果对基于子母弹技术的反舰导弹毁伤效能评估能提供一定的参考。
文中研究基于弹速传感器辨识弹道时气温气压对辨识精度的影响及其修正方法,目的在于将该方法应用于非标准气温气压条件。通过试验和仿真计算,发现气温气压与弹丸飞行关键时间点速度均满足一次线性拟合关系。提出了一种修正非标准气温气压对弹道辨识精度影响的系数修正法,考虑了气温气压的共同作用对弹丸飞行关键时间点速度的影响,给出了一般化的数学表达式。试验证明,辨识误差满足预期要求,拓展了该方法的应用领域。
为研究入口参数对带导流片的三维环形驻涡燃烧室(TVC)性能的影响,对不同进口速度V､当量比φ及进气温度T下TVC的速度及旋涡结构、出口NO质量分数、总压损失系数σ、燃烧效率η,进行了数值研究。结果表明,旋涡结构、出口NO质量分数及η基本不随速度变化,但σ随V增加快速增大;φ增大导致的凹腔内侧涡对变小、η的降低及σ的增大等的幅度都不大;T升高有利于燃烧室凹腔驻涡､降低σ及增加η;φ及T变大使燃烧室温度升高,出口NO排放大幅增加。
为实现潜标姿态的自动调节,提高抗流能力,提出基于单方向推力控制的潜标姿态控制方法。分析潜标运动模型,设计基于Bang-Bang控制的单方向姿态控制器,在实验室进行水槽试验。通过水槽造流造浪以模拟多方向姿态推力控制工作环境。结果表明在流速1.0m/s情况下,潜标姿态控制在±12.5°以内,验证了姿态控制的有效性。
由于卫星导航信号出现异常会降低导航系统的导航性能,因此对国际民航组织(ICAO)给出的导航信号畸变模型进行研究。建立了北斗测距码数模混合畸变模型,对其相关域和频域进行了仿真分析,并对S曲线锁定点偏差深入分析来研究北斗导航性能。仿真分析结果表明:测距码的数模混合畸变均使其相关峰和功率谱畸变,降低了北斗的导航性能,并对增强系统的完好性产生影响。
