为了研究正常发射及意外点火状态下燃气排导系统的受力情况,优化燃气排导系统,提高发射装置的使用寿命,建立了垂直发射装置燃气排导系统流体仿真模型。通过发射试验,获取压力室与排气道力学参数,得出三种不同耐烧蚀材料的烧蚀情况。将仿真数据与试验数据对比,得出压力室底部所受压强最大,压力室周围次之,排气道最小。对耐烧蚀材料的优化提供参考,为新型发射装置的工程设计提供有价值的参考依据。
为评估中口径预制破片弹反导能力,针对某预制破片在舱室内的排布方式,分析开舱后破片运动规律,获取开舱距离和弹幕形状参数,建立中口径预制破片弹对某反辐射导弹的射击效率模型。采用仿真模拟法获得给定射击误差和近炸引信启动准则条件下的反导毁伤概率。计算结果表明:一定引战配合效率下中口径火炮近距离具备较好的反导能力;通过优化火控弹道解算开舱距离可提高中口径预制破片弹反导能力。
针对区域防空部署中以总体为准则的部署方法存在的局部目标防护不足的问题,提出一种对重要掩护目标补充火力分配的部署方案。首先详细介绍了补充火力分配的实现方法;其次根据防空导弹的杀伤特性,并对阵地环境等约束进行量化,在此基础上建立以火力覆盖度和拦截纵深为目标函数的区域防空部署优化模型;最后结合Baldwin效应改进memetic差分进化算法对模型求解。仿真结果证明,文中提出模型和算法能够很好的解决局部目标火力防护不足的问题。
运用速度障碍法进行避障时,UAV的可选避障速度区间过小,需要进行不必要的机动。针对这一问题,文中在速度障碍法的基础上提出了有限时间速度障碍法,在进行避障的过程中,同时考虑碰撞发生时间和UAV的过载约束,并设计相关指标函数,在无碰速度区域中选择最优避障速度矢量,并将UAV速度偏转至最优避障速度方向上完成避障。该方法计算量少,实时性好,能够满足UAV在线避障的要求。仿真结果验证了方法的可行性和有效性。
针对具有大落角和末速限制的制导火箭弹的发动机技术要求优化问题,提出了一种基于高斯伪谱法的总体优化设计方法。将落角作为终端约束,取目标函数为最大化末速,进行了方案弹道优化。通过数值仿真,给出了在满足落角约束条件下最大末速随射程的变化规律。可为制导火箭弹的总体设计提供一定的参考。
为分析来袭弹丸撞击网板的过载特性,利用数值仿真软件LS/DYNA,对不同情况来袭弹丸撞击不同参数网板进行模拟,获取来袭弹丸撞击网板的加速度曲线。结果表明弹丸最大加速度随着弹丸速度、网板钢丝直径、弹径与网孔边长比值增大而增大,随着弹丸质量增大而减小;而着靶角从0°增大到40°,弹丸最大加速度先减小后增大。不同速度弹丸撞击网板的诱爆试验结果与仿真结果相符,验证仿真模型的正确性,为此类主动防护系统设计提供参考。
介绍了某型导弹发射车电气系统的特点,依据GJB1389A—2005相关要求并结合工程实际,提出了系统电磁兼容试验项目,明确了系统电磁兼容试验的必要条件,详细叙述了具体的试验方法,该方法经过了试验验证,合理可行,可为同类项目的系统电磁兼容试验提供借鉴。
直升机载导弹发射装置是直升机载导弹武器系统的重要组成部分,对直升机载导弹武器的发射、精确制导起到关键作用。文中阐述了国内直升机载导弹发射装置的基本构型、分类,着重介绍了国内外直升机载导弹发射装置的研究现状以及存在的不足,结合武装直升机及其导弹武器系统的发展,分析了我国直升机载导弹发射装置的发展趋势,为我国直升机载导弹发射装置的设计提供参考。
针对低速旋转弹箭飞行过程中出现的姿态振荡问题,飞行试验中通常采用转速传感器及过载传感器进行飞行品质的测量,当出现姿态振荡时只能根据过载信号发现章动现象,而无法定量分析。文中通过对飞行过程中基于弹体系下的过载传感器信息进行频率特性分析,对姿态章动过程进行了定量解算,重构飞行章动过程,并通过弹道仿真对分析方法和分析结果进行了验证,为了解飞行状态及飞行品质提供评价依据。
文中实现了一套以ARM为核心的小型化MEMSSINS/GNSS组合导航系统。MEMS陀螺、加速度计的模拟量输出经过AD采样,输入ARM微处理器进行惯性导航解算。GNSS芯片提供系统的速度和位置,与惯导解算的结果进行松组合,修正姿态角。由于航向角可观测性较差,采用了序贯卡尔曼滤波方式进一步修正航向角。经过跑车实验,与高精度惯性导航系统比较,俯仰角、横滚角误差小于0.5°,航向角误差小于0.9°。文中提供了一种低精度IMU参与组合导航的解决方案。
针对靶场逐项指标考核评价武器装备的试验现状,从效能的角度整体评价武器装备性能。针对用一个数值量化定性指标及各指标权重值的不足,引入Vague理论,使定性指标值和权重值存在踌躇度,更真实模拟专家对某项指标打分的不确定性。基于模型综合评判理论,建立了榴弹的效能评估模型。效能值为一个区间,避免了为一个值的绝对性,采用Vague相似度的概念,确定评价对象的效能等级。以某榴弹为例,验证模型的有效性。
胀环/泡沫铝缓冲器通过弹塑性变形、锥台与胀环组件之间的摩擦热能和泡沫铝压缩变形吸收能量。为了研究胀环/泡沫铝复合结构的缓冲吸能,利用ANSYS/LS-DYNA软件进行高过载环境下的数值模拟研究,采用5个指标对其进行缓冲性能评估。结果表明:在高过载环境下的压缩机制与单一胀环结构有明显差异;在相同位移条件下,吸能位移曲线明显大于单一胀环结构和泡沫铝吸能位移曲线的线性叠加;与单一胀环结构相比,复合结构最显著的特点是缓冲时间明显增长。
为了研究连续超声速射流入射压力对射流对撞的影响规律,以空气为介质开展了不同入射压力下自由空间内连续超声速射流对撞的实验和数值模拟,对比分析了射流对撞中心的动态压力和辐射噪声。结果表明:随着射流入射压力的增大,射流对撞的动态压力幅值逐渐增大,频率也逐渐增大,同时射流对撞引起的啸叫频率逐渐增大;增大射流入射压力有利于提高射流对撞效果。
为了对燃气舵控制力的影响因素进行分析,运用FLUENT软件对不同影响因素条件下燃气舵的尾流场进行数值模拟。计算结果表明:随着舵片与喷管端面间的间隙减小,燃气舵产生的控制力越大;在一定的切入角度范围内,随着舵片切入角度的加大,燃气舵产生的控制力增大,但当切入角度大于10.5°时,燃气舵产生的控制力开始减小;在一定的反射板高度范围内,随着反射板高度的增加,燃气舵产生的控制力增大,但当反射板高度大于8mm时,燃气舵产生的控制力会急剧减小。计算分析结果对燃气舵的工程设计具有重要意义。
针对火箭助飞式器材高速入水所带来的结构强度问题,文中利用有限元软件ANSYS/LS-DYNA建立了弹体入水冲击有限元模型,壳体材料采用PLASTIC_KINEMATIC非线性塑性材料模型,水和空气采用Gruneisen状态方程,采用多物质ALE算法对弹体入水的结构力学响应进行了仿真计算。通过仿真分析发现,头部结构在入水受到撞击时壳体结构发生了开放性破坏现象。考虑到头部尺寸的限制,在不改变头部壁厚的情况下,通过增加内部支撑结构来加强壳体强度。通过分析得出,优化后的结构强度大为改善,满足了设计要求,提高了弹体的抗冲击性能。
扫描角及其变化规律是影响末敏弹系统性能和命中率指标的重要因素。文中针对末敏弹稳态扫描阶段运动特性,建立末敏弹在绕铅垂轴旋转主伞带动下围绕悬挂点运动的绕心方程,进而得出扫描角变化解析模型,通过解析模型得到影响扫描角的主要设计参数,并仿真分析这些设计参数对扫描角变化的影响规律。研究结果可为末敏弹扫描角参数设计提供依据。
文中采用自适应量子粒子群算法(AQPSO),对基站阵列天线进行多目标波束形成,在期望信号方向形成主波束,在干扰信号方向形成零陷,同时压制副瓣电平。该算法引入自适应加速因子和动态量子旋转门,提高算法收敛速度以及全局寻优能力,加入阵元数据,提高赋形效果与实际情况的吻合度。比较AQPSO算法、粒子群算法(PSO)和遗传算法(GA)的方向图综合性能,证明了AQPSO算法具有快速收敛、全局寻优的特性。
针对放大器低通截止频率对冲击加速度测试的影响,通过设置不同的放大器低通截止频率开展跌落冲击加速度测试实验,结合频谱分析、模态分析和数值模拟对测试结果开展了进一步的分析。结果显示,不同工况下的加速度信号间存在较大差异,采用10kHz的放大器低通截止频率设置可以较好地测试冲击块的加速度历程。研究结果有助于分析冲击环境下传感器的失效及其结构的改进。根据测试和研究目的的差异,放大器的截止频率需作不同的设置。
装配技术是保证产品性能、工作可靠性和寿命的重要环节,文中针对微型涡喷发动机装配工序复杂、装配精度高,装配质量难以保证问题,结合实际应用,提出和分析了微型涡喷发动机装配关键技术,结果表明可以指导微型涡喷发动机的装配。
固体火箭冲压发动机具有比冲高等优点,但技术应用难度大,通过了解国外固体火箭冲压发动机飞行试验动态,可为国内开展相关技术应用研究提供参考。文中介绍了美国、德国、日本等国家固体火箭冲压发动机飞行试验进展情况,梳理了不同类型固体火箭冲压发动机的技术特点、飞行试验目的、飞行弹道和试验结果,跟踪了国外固体火箭冲压发动机应用进展情况,总结了固体火箭冲压发动机技术现状和后续应用方向。
为了获得煤油/氧气超音速射流场的参数分布,将航空煤油和高压氧气在燃烧室内混合,煤油被氧气雾化后形成混合液雾,将液雾点火并通过拉瓦尔喷管加速后喷出,形成高温的超音速射流。采用数值计算和试验测试相结合的方法对超音速射流的射流场开展研究。经过计算获得射流出口处轴心线上的速度和温度的分布规律;利用FLUENT仿真计算软件并结合边界条件,获得整个射流场的速度和温度的仿真计算结果。试验中,首先采用金属熔点法对射流场的温度分布进行验证实验,然后在射流中加入三氧化二铝粉末,采用Spraywatch在线粒子测试仪测量距离出口不同距离处射流的速度和温度场的分布;测试时改变航空煤油和高压氧气的输入混合比,观察在不同的富氧度下射流场中各参数的变化。结果表明,射流出口的温度约为2800K左右,速度约为2150m/s左右;当距离喷管出口的距离增大时,射流的温度和速度的分布呈抛物线形急剧下降;当混合液雾的富氧度增大时,射流流场中同一点的温度和速度值都随之降低。
针对导弹侧向喷流与超声速来流相互干扰引起的复杂流场,采用有限体积离散方法求解N-S方程,研究了不同状态下的侧向喷流干扰特性,分析了干扰流场结构和气动增益系数随来流参数的变化特性。计算结果表明,侧向喷流与来流相互干扰后,喷流对导弹表面压力产生明显影响,且干扰范围和强度随参数变化明显,喷流气动增益系数规律复杂且呈非线性变化,并在某些条件下产生不利干扰。
针对导引头和自动驾驶仪动态延迟作用下拦截机动目标的高精度制导需求,设计了一种自抗扰制导律。建立了考虑导引头和驾驶仪动态特性的制导模型状态方程,其把目标加速度视为外界干扰。然后采用能够估计并补偿系统所受扰动的自抗扰控制设计制导律,其对制导部件动态延迟及目标机动具有较好的适应能力。最后,针对四种拦截情况分别采用自抗扰制导律和比例导引律进行了数学仿真,结果表明该自抗扰制导律具有更优的制导性能。
文中研究了相控雷达阵导引头数字稳定平台性能的两个主要参数:角跟踪时常数和去耦系数对导弹制导控制系统的影响。首先通过合理的假设和简化建立了相控阵捷联制导控制系统数学模型。随后利用劳斯判据法得到了耦合回路稳定性与角跟踪时常数和去耦系数的关系,利用伴随系统法研究了这两个参数对脱靶量的影响。理论分析和数字仿真结果表明,数字稳定平台的性能会影响耦合回路的稳定性并最终影响导弹的制导精度。
针对当前Voronoi图算法所规划的导弹航路可能存在毛刺尖角等不可飞行的区域,提出一种基于Voronoi图与Bezier曲线算法的反舰导弹航路规划方法。文中利用Voronoi图构建以海图高程信息为威胁点的网络模型,然后在Voronoi图中选取较优的规划路径,提出以此路径节点作为控制点来生成Bezier曲线的方法,同时设计了Bezier曲线和其折线化的自适应处理过程。仿真结果表明:所提方法兼顾了反舰导弹安全性的同时,避免了大角度转向,减少了飞行航程和转向点个数。
针对某转管武器试验中出现开锁器断裂的问题,基于有限元理论对其进行强度分析,找出了故障发生的原因。然后以开锁器最大应力为目标,采用最优拉丁超立方设计方法对开锁器结构参数进行灵敏度分析。通过将对应力影响较大的结构参数作为设计变量,在质量变化较小的约束条件下,运用isight多学科优化技术集成ANSYS运行程序,采用梯度优化算法MMFD进行优化计算。优化结果显示开锁器最大应力大大降低,这对提高开锁器的使用性能具有一定参考价值。
运用ADAMS及ANSYS建立刚柔耦合模型,研究了初始扰动在发射过程中对某车载倾斜发射装置的影响,重点对发动机推力偏心及闭锁力扰动因素进行了仿真分析。研究结果表明,发动机推力偏心是不可忽略的扰动因素,应加强导弹后定向件受载变形能力。同时通过对比研究分析,得出闭锁力大小对导弹的初始扰动规律,在满足设计要求的前提下,应尽可能减小闭锁力。
针对某型迫弹半爆弹射程偏近的问题,对比分析了半爆弹和实弹在射击条件、弹丸质心位置等方面的差异,并运用迫弹静态稳定性理论,推导得到翻转力矩系数导数计算公式,分析了迫弹的飞行稳定性。在传统迫击炮质点弹道模型的基础上,将攻角引入阻力系数计算,推导出攻角与阻力臂的微分方程,运用Matlab程序进行弹道仿真计算,得出质心位置下移导致的阻力臂缩短是射程偏近的主要原因,并提出了避免出现射程偏近的对策措施。
高超声速飞行器采用面对称布局、BTT飞行控制及机体/发动机一体化设计,使得飞行器各通道间耦合作用明显,经典控制理论无法直接使用。文中提出了一种综合解耦方法,该方法定义了度量各种耦合影响大小的评价指标,对耦合项进行等效变换或忽略,实现了对飞行器动力学模型的解耦,有利于经典控制理论和评价方法解决高超声速飞行器的控制问题。通过数字仿真,证明了解耦方法是合理有效的,对不确定性因素也有良好的鲁棒性。
为了进一步减小传统e修正自适应律下的系统误差和控制参数误差界限,分别针对传递函数相对阶等于或大于1系统设计了鲁棒模型参考自适应控制器,利用李雅普诺夫方法严格证明了e-sigma修正自适应律下输出信号和控制参数的有界稳定,并给出修正自适应律增益的选择方法。最后,通过接入航点绕飞制导律进行了容损试飞验证。飞行试验表明:在允许的舵偏范围内,能够有效的对单侧机翼大面积损伤飞机进行快速稳定、性能恢复并使之继续航点绕飞。算法有效性和成熟度得以验证。
针对某直升机载空地导弹对终端攻击角度有多种需求,基于飞行力学原理和最优控制理论,研究一种最优制导律。推导得到的落角约束最优制导律是在传统比例导引制导律的基础上,增加与弹目相对关系及期望落角相关的修正量,能同时满足命中精度及命中角度的要求,具有形式简单,需用信息可获取,易于工程实现的特点。仿真结果表明,该制导律既能够满足高精度制导的要求,同时可实现0°~-45°的任意末端攻击落角。
