为优化变壁厚结构战斗部破片形态以提高毁伤威力,通过砂箱静爆法回收了壳体生成的自然破片,观察分析了破片形态和断裂模式,并采用扫描电子显微镜对典型破片进行了金相分析,得到了破片质量分布和金相图片。结果表明,从小端起爆时壳体发生拉剪混合断裂的范围明显比大端起爆时小;大锥角壳体典型破片靠近端面部分的厚度方向中部存在微裂纹和孔洞,随着厚度减小逐渐消失。变壁厚壳体通过调整结构和起爆端位置可控制破片的大小和形状。
聚脲具有良好的力学性能,喷涂在结构上可提高结构的抗爆性能。运用ANSYS/LS-DYNA有限元软件对四种复合靶板在20gTNT爆炸载荷作用下的动态响应过程进行数值模拟。针对常用的喷涂方式,研究了聚脲对蜂窝结构进行正面喷涂、背面喷涂、双面喷涂和蜂窝内腔填充聚脲四种靶板的抗爆性能。分析了不同喷涂类型靶板的变形特点,并对比分析了靶板中各个部分的吸能特性。结果表明,聚脲以不同的喷涂方式喷涂于靶板上,使得靶板的吸能能力、吸能方式有较大的差别。无论是变形还是吸能方面,蜂窝内腔填充聚脲类型靶板都优于其他三种类型,抗爆效果最佳。
为研究在-50℃低温下HTPB推进剂的力学性能与装药结构完整性的相关性,开展了推进剂不同应变速率下的拉伸试验,并通过快慢组合拉伸试验测试发动机低温点火条件下的力学性能。结果表明:在-50℃低温下,随着应变速率的增大,推进剂应力应变曲线的“双峰”现象越来越明显;在快慢组合拉伸试验中,由于低应变速率拉伸时产生的初始损伤和高应变速率拉伸时的损伤累积,使得高应变速率下的延伸率增量仅为11%左右,与单应变速率下的拉伸结果差异较大。
建立了固体火箭发动机(SRM)点火后的尾流场数值模型,分析了高速燃气射流沿SRM轴向和径向的分布规律,并与红外实验图像进行了对比分析。结果表明:高速射流的速度、压强和温度在喷管出口的波动幅度较大;靠近喷管出口处的压强沿径向呈先降低后增加趋势,随着距喷管出口距离的增加,压强呈单调递减趋势;到达射流剪切层边界时,径向速度的衰减梯度增大,在离开喷管出口约2m附近的射流峰值压强较高。
为指导单翼末敏弹的结构设计,分析了单翼末敏弹弹体和单翼间的安装连接方式,定义了三个翼安装角,给出了翼安装角的力学描述方法。利用基于四元数法的动力学模型,以某型单翼末敏弹的结构参数和气动参数为依据,仅改变翼安装角进行数值积分计算,得到了扫描角、扫描频率、下降速度和扫描间距与三个翼安装角间的关系。结果表明,在其它参数不变的情况下,三个翼安装角对扫描角、扫描频率、下降速度和扫描间距均有很大影响。
针对多视点航拍图像拼接,从提取特征点和图像合成两个方面探讨了提高全景图像拼接处理效果的途径,提出结合相邻关系图模型的局部图像融合算法。该算法采用双向验证策略,消除误匹配,提高拼接精度。采用结合直方图匹配的局部图像融合,实现拼接区域色彩和亮度的无缝拼接。实验结果表明,该方法可以减少计算量,对光照不均匀的场景有较好的效果。
针对卫星通信安全性不高、易被截获的问题,提出一种加权类分数阶傅里叶变换(WFRFT)与人工噪声(AN)辅助技术相结合的抗截获通信技术。选择合适的AN功率占比,使得合法接收方性能衰减小于1dB。在此基础上,分析调制阶数对系统的误码率性能与安全容量的影响,对WFRFT的调制阶数进行优化设计,选择合适的调制阶数,窃听方在已知调制阶数的具体值,SNR为15dB时,误码率为0.0024,同时,SNR为20dB时,系统的安全容量为5.771(bits-1)/Hz,系统的抗截获性得到了极大提高。
基于制导光纤缠绕过程和线包后处理过程,对不同缠绕缺陷产生原因进行了分析,提出了相应的评估方法和解决措施。建立了制导光纤放线故障模式,并对其导致光纤断线的故障机理进行了分析。针对制导光纤缠绕缺陷和放线故障进行了缠绕工艺改进,并进行了大量的光纤地面模拟放线试验,试验结果表明缠绕质量得到大幅提高,断线故障率下降20%以上。
传统的中心群跟踪(CGT)算法通过跟踪群的几何中心来实现对群整体运动的估计,但当存在杂波时,群目标的空间分布会受到杂波干扰,使群的中心位置受到影响,导致跟踪误差增大。文中基于多特征信息融合的思想,利用传感器获得的电磁辐射特征信息,将运动状态信息与时、频域特征信息进行融合,通过比较相关波门内的量测值与预测值之间的关联度,以达到滤除杂波的效果,完成对群中心的状态估计。仿真结果表明,文中算法在均方根误差和平均有效量测点数等方面相比传统算法有所改善,证明了算法的有效性。
随着对飞行器更高速度、远距离的发展要求,所遇到的气动加热问题越发突出。文中基于ANSYS软件,以典型旋成体球头钝锥为计算模型进行飞行状态下的热环境计算,建立了完整的数值求解方法。验证了ANSYS软件可以有效求解气动热问题,并对流场、温度场、结构场特性进行了数值分析研究,为防热设计和优化提供了可靠的参考依据和分析手段。
针对冲击波超压测试中存在时基统一性差、存储数据难以及时获取等问题,设计了一种具有时基统一和关键数据快速获取功能的冲击波超压测试系统。系统通过北斗授时模块对测试节点精确授时,并利用外置触发导线断线瞬间产生脉冲使多个测试节点同时启动,实现时基统一;运用内触发地址回溯检索,精确定位关键数据存储位置,使用无线终端完成关键数据的获取。实验表明该系统能够确保多个测试节点时基统一以及关键数据的快速准确获取。
图像自寻的火箭弹目标捕获概率的计算与分析是其作战效能分析的重要内容。为了准确计算捕获概率,结合火箭弹弹道特点及探测设备性能,依据命中误差理论和约翰斯顿(Johnson)准则等,建立了基于火箭弹落入有效可导幅员的概率与导引头对目标识别概率的导引头捕获概率数学模型;根据模型分析了探测高度、诸元误差、目标幅员及目标运动速度等因素对捕获概率的影响,取得了一些有意义的结论,为该弹种作战使用提供了重要参考。
针对智能雷场采用的探测组件仅能够量测目标的距离和径向速度,造成命中概率不高且多个弹药节点可能重复攻击同一目标的问题,文中建立了一种雷场协同探测智能决策的模型。通过提出协同探测方法、目标航迹预测方法和智能决策方法,实现对目标的协同探测智能决策,并采用蒙特卡洛(Monte-Carlo)法,对单个弹药节点的命中概率和智能雷场命中单个目标的耗弹量进行仿真分析。分析结果表明:采用协同探测智能决策模型后,命中概率由不小于62%提高到不小于85%,命中单个目标的平均耗弹量由不大于2.166降低到不大于1.165。研究结果证明,采用协同探测智能决策模型可明显提高命中概率、降低平均耗弹量。
目前常将火箭弹改为靶弹,作为低成本的靶标。为了增强士兵的可观测性,现在弹体上开喷孔加装曳光管,使其在飞行过程中向外喷射强光以显示航迹信息。文中运用CFD仿真软件对曳光火箭靶弹的三维绕流流场进行了数值模拟分析,研究不同开孔方式的气动耦合效应对气动特性及稳定性影响,得出结论:火箭靶弹曳光喷孔处产生负的滚转力矩作用在尾翼上,使翼片的压力和密度分布不对称;导致弹丸阻力系数、静力矩系数增大,升力系数减小,稳定储备量降低。
针对无人机载空地导弹近年来井喷式发展的状况,介绍了其所走过的改进与新研并举的道路。归纳总结了无人机载空地导弹的技术特点与发展趋势。采用比较分析法,通过仿真及工程实践研究提出了未来发展中应重点解决的关键技术:环境适应性、动态攻击区解算、大离轴发射控制、大框架角导引头、小型多功能战斗部等。相关结论对工程设计具有一定的参考价值和借鉴意义。
为快速分析固化降温过程中混合药型内孔燃烧药柱的结构完整性,首先介绍了药柱结构完整性的快速评估方法,然后基于该评估方法应用C#语言开发了药柱结构完整性评估操作界面,并使用该界面对某混合药型内孔燃烧药柱进行了分析,得到药柱等效模量和危险位置的等效应力、等效应变的变化情况,最后与基于线粘弹性本构模型的有限元仿真结果进行对比。结果表明,评估结果与仿真结果吻合很好,误差小于6%,且大大节省了计算时间,基于该操作界面可实现实际混合药型内孔燃烧药柱的快速分析。
某隔板点火装置在低温试验时壳体炸裂,经仿真分析、工艺复查、力学性能测试、金相检验等方法进行了失效分析,结果表明:壳体因热处理工艺发生更改,使材料硬度大幅度超出设计要求,导致壳体塑性差,冲击韧性低,在低温状态下受爆炸冲击发生过载破裂。
利用一种带排气缓释结构的烤燃装置,对热敏感的易熔金属及压力敏感的金属膜片在熔铸装药慢烤条件下的缓释过程进行了研究。结果表明,烤燃弹壳体预设的泄压孔可顺利排出炸药热分解产生的气体,减缓弹体内压力的升高,能降低装药的慢烤反应等级;采用易熔金属封堵泄压孔时,易熔金属在熔铸装药发生相变过程中逐步软化、破裂,形成泄压通道,缓释过程较为平缓;采用压力敏感膜片封堵泄压孔时,当弹体内压力增大至膜片破坏阈值时,膜片发生冲击剪切破裂,装药喷出,发生燃烧反应。
为辨识三角翼俯仰振荡的气动力与力矩,利用单输入Volterra级数,提出了一种非定常气动力降阶方法。采用小波变换压缩模型的辨识参数个数,在两种平均迎角下,采用降阶方法预测3°与5°幅值三角翼正弦振荡的升力与俯仰力矩系数,研究了一阶、二阶Volterra核对气动响应的线性与非线性分量在时域和频域内的辨识效果。结果表明随着平均迎角的增加,三角翼俯仰振荡的气动力及力矩响应的线性与非线性分量均明显增大。
针对光纤制导导弹挂装直升机载平台使用问题进行了机弹相容性分析。根据筒式发射方式,设计了光纤单端放线方案。综合考虑发射扰动及载机旋翼下洗流等影响因素,进行了导弹六自由度弹道仿真。应用微元法,分析了制导光纤下降速度。对发动机尾流场进行建模,确定了发动机尾焰影响区域。研究结果表明,光纤制导导弹与直升机载平台机弹相容性满足要求。文中的研究对于直升机载光纤制导导弹的工程研制具有参考意义。
研究了导弹编队的队形重构最优控制问题。首先建立了导弹编队的运动学模型,然后对导弹编队的队形重构问题以及hp-自适应伪谱法求解最优控制问题的基本原理进行了描述,设计了一种基于伪谱法的导弹编队队形重构最优控制方法;最后通过仿真算例进行了验证和分析。仿真结果表明:hp-自适应伪谱法能够有效地求解导弹编队的队形重构最优控制问题,具有一定的应用价值。
在弹体高速侵彻硬目标过程中,弹载测试装置往往因承受高过载而工作失灵,为保证在高过载环境下测试装置的存活性,文中利用薄壁金属管结构对测试装置进行隔离保护,并进行了空气炮实验。以隔冲效率、体积比吸能、质量比吸能和载荷效率等4个指标来评判薄壁金属管的缓冲效能。结果表明,以锥角为15°的薄壁金属管结构具有最佳缓冲性能。
为提高爆炸成型弹丸(EFP)对目标的毁伤效应,针对典型双层球缺型药型罩EFP,运用数值模拟与理论分析的方法,对铜铁复合双层EFP成型过程及影响包覆效果的因素进行分析。结果表明:球缺罩结构内罩采用顶厚边薄结构,外罩采用顶薄边厚结构时,可实现对内罩较好的包覆效果;所得结论:壳体厚度取值在(0.04~0.07)D之间,内、外罩曲径比取值在(1.75~2.75)D之间,装药高度取值在H>1.6D时,双层EFP速度梯度最小,包覆效果较好。
针对MIMO(multi-inputmulti-output)雷达相干目标DOA(directionofarrival)估计问题,提出了一种基于Toeplitz矩阵重构的时间反转(timereversal,TR)MIMO雷达相干目标DOA估计算法。算法根据MIMO雷达接收信号模型,利用时间反转理论,建立TRMIMO雷达接收信号模型。在此模型的基础上,采用Toeplitz矩阵重构算法,去除目标的相干性,并基于一阶近似理论,利用优化迭代的方法进行DOA估计,进一步提高DOA估计的精度,并降低了计算复杂度。计算机仿真结果表明,在相同的快拍数与信噪比条件下,与传统的非时间反转MIMO雷达相比,文中的算法有更低的计算复杂度与更高的估计精度。
为确保某探空火箭载荷释放点的飞行参数落入指定释放包络内,提出了一种能同时适应4种飞行工况的多约束载荷释放条件判定方法。该方法将释放包络左边界线平移得到的直线和备份时序触发条件作为载荷释放判定条件,并对相关参数进行了合理设计。蒙特卡洛仿真及4发火箭飞行试验结果表明,文中提出的载荷释放条件判定方法可保证每个试验工况下,载荷释放点的飞行参数落入要求的包络框内,简单可靠、包容性好、有较高的工程应用价值。
纯方位定位是重要的无源定位手段,受几何布局等因素影响,其定位精度不高。为实现快速高精度估计,研究双站纯方位定位中的BLUE滤波模型。建立直角坐标系中的量测转换模型,分析量测转换误差统计规律,推导双站纯方位定位的BLUE滤波器。与其它经典算法的性能对比表明:BLUE滤波能估计出量测转换误差的高阶项,其性能优于EKF,而计算量低于UKF,在不同状态噪声下都能最优滤波,有较好的实用前景。
为了满足发动机的试验需求,研制了一种大载荷六分力测量和攻角装置。六分力测量采用装配式结构,集成有原位校准系统,可以对六分力测量进行现场原位多元校准。该装置的力测量精度优于1%,轴向力载荷达到50kN;攻角机构大负载下变化速度可达2°/s,角度精度为0.05°,角度变化范围-4°~+4°;锁紧机构在具备可靠锁紧功能的同时,还具备快速释放功能。
利用地磁场测量制导火箭弹的滚转角是常用的一种方法。由于利用磁场测量时存在无法避免的误差,从而不能准确获取火箭弹滚转姿态。本文提出了两步自适应快速无迹卡尔曼滤波(TAUKF)算法,区别于现有算法,TAUKF的状态向量根据滚转角指标参数与测量电路的校正参数而提出,并且经过两步处理,在保证滤波结果精度的前提下,提高了滤波的收敛速度。通过仿真结果表明,所提出的TAUKF算法在收敛特性和计算成本方面优于现有的UKF算法。
在以DNAN为基的熔铸炸药的烤燃过程中,DNAN会发生熔化,影响炸药的热响应规律。为研究DNAN熔铸混合炸药在热烤条件下的热响应规律,采用多点测温的实验方法,对尺寸为Φ30mm×60mm的熔铸混合炸药在不同升温速率条件下进行烤燃实验。结果发现,炸药发生相变时各监测点的温度都随升温速率的变化而发生变化。为研究这一变化规律,建立了烤燃弹的三维计算模型,并用Fluent对不同升温速率下的烤燃行为进行了数值模拟计算。结果表明:升温速率对炸药发生相变和响应时的温度、点火位置都有较大影响。随着升温速率的增大,炸药发生相变和响应时的温度都呈升高趋势,其中,炸药发生相变时的温度随升温速率的增大呈对数升高。炸药的点火位置也从药柱中心移到药柱表面,对炸药反应的剧烈程度产生影响。
针对雷达导引头天线罩误差斜率的估计问题,提出一种在线估计方法。在建立天线罩寄生回路离散模型的基础上,采用模型参考自适应算法对天线罩误差斜率进行在线估计,并针对典型模型参考自适应算法中参数难以选择的问题,给出了改进的参数自适应调节律。仿真结果表明,此方法可以准确、快速估计天线罩误差斜率,验证了该方法的可行性。
针对某通用末端防御武器系统组成结构复杂、系统间网络通信数据量大、开发阶段缺少有效的故障隔离定位手段、试验阶段缺少有效的精度评估手段的实际情况,采用网络报文抓包、数据分析和精度统计的方法,设计实现了某型通用末端防御武器系统数据录取评估设备。该设备在武器系统联调试验中取得了很好的应用效果,可有效提高武器系统科研生产试验效率。
针对静止单站红外传感器纯方位目标跟踪问题,在三角函数余切关系定理2的基础上,假设目标作匀速直线运动,利用采样的方位序列,估计目标航迹方向,预测传感器下一时刻的测量方向。进一步研究了增大跨度(相邻采样点之间的间隔称为跨度)对于纯方位目标航迹参数计算精度的影响。采用平均值的方法计算航迹参数,并用Cramer-Rao下界进行误差分析,仿真实验表明,适当增大跨度能一定程度上提高精度。
