文中使用数值模拟、理论分析与试验相结合的方法,分析某弹丸在45°攻角条件下对均质装甲钢板的弹道极限速度,以验证仿真模型的合理性及试验方法的有效性。首先通过仿真和理论公式预估45°攻角下侵彻均质装甲钢板的弹道极限速度;然后将所得结果与工程试验结果进行对比。通过对比分析可知,仿真和理论计算结果与工程试验结果一致性较好,可为今后相似研究提供有效数据支撑和理论依据。
IntervalZero公司开发的基于Windows的实时扩展系统(realtimeextended,RTX)被广泛使用,而大多硬件生厂商在各类板卡出厂时很少提供RTX驱动程序,因此各类板卡的RTX驱动程序的开发工作成为了一个亟待研究的课题。文中利用RTX系统提供的API函数,使用I/O操作板卡寄存器的方法,以MoxaCP-418U多串口卡为例,讨论PCI板卡RTX驱动程序的开发过程并列出关键代码。最后通过实验对板卡驱动程序的性能进行验证并进行分析。
为了研究药型罩材料对三层串联EFP成型的影响,利用LS-DYNA有限元软件模拟了三层串联EFP的成型过程,选取碳钢、铜、铝和钽研究了药型罩材料对三层串联EFP成型的影响。研究结果表明:三层药型罩采用同一种材料,碳钢药型罩形成的三层串联EFP具有较好的成型效果,速度最大;三层药型罩采用非同一种材料,不能提高三层串联EFP的总速度和总动能,相比三层药型罩采用同一种材料,总速度降低3.0%~4.9%,总动能降低1.7%~2.3%。
无人机综合仿真能够对系统进行正确性和可靠性验证,有效降低飞行风险。文中提出了一种无人机系统综合仿真方法,基于某型无人机风洞数据和MATLAB软件,开发了仿真模型和仿真实时系统,针对硬件接口设计了仿真电缆,构建了综合仿真平台,并进行了仿真验证与分析。最后的仿真结果和实飞数据结果一致,表明所开发的综合仿真系统置信度高,方法正确可行,通过综合仿真能够达到地面验证、有效降低飞行风险的目的。
为解决极点对称模态分解(extreme-pointsymmetricmodedecomposition,ESMD)算法存在的端点效应和模态混叠问题,提出了一种基于改进能量熵的ESMD信号检测方法,采用极值对称中点插值来替代ESMD原来的内部极点对称插值,以缓解三次样条插值带来的端点漂移和模态失真,将模态能量相对值和能量熵增量结合来识别虚假模态分量。仿真结果表明,该方法不但能够抑制端点效应,得出信号包含的各频率信号的信息,还可识别虚假模态,达到较好的分解效果,验证了方法的有效性。
为研究旋转稳定弹道修正弹修正能力,在理论上对舵进行了受力分析,并深入研究了舵结构参数、初速、海拔、射角对修正弹修正能力的影响。研究结果表明:弹丸纵向远修修正能力小于纵向近修的修正能力,横向左修修正能力小于横向右修修正能力;弹丸的绝对修正能力随着初速的增大而增大;海拔越高弹丸在射程与偏航上的修正能力越小;修正弹在纵向射程上的绝对修正能力随射角的改变不大,而偏航方向上变化较为明显。
基于公式和图表等进行航天器轨道设计方案的评估与验证存在理解困难和评审效率低的问题,为此基于STK与MATLAB提出一种航天器实时变轨仿真策略。以导弹为研究对象,建立弹道计算引擎,采用计算即发送的方式将弹道点发送至STK,同时建立弹道辅助显示对象,使仿真兼具实时性与对照性,以直观的展示变轨效果。试验结果表明:本策略能够准确可靠的实现航天器实时变轨仿真,可用于轨道设计方案的评估与验证。
针对常规武器试验中火箭弹、导弹、子母弹等连发齐射多目标光学测量实时交会处理中现有多目标交会匹配算法适应性不强和实时性较差的问题,提出了基于测角精度的多目标光学测量实时交会匹配新方法,建立了多目标实时交会匹配模型。通过试验验证表明:该方法可以有效提高多目标光学测量处理的自适应性、实时性、准确性和可靠性,适用于火箭、导弹等武器系统连发齐射实时评估综合毁伤效能、试验态势监测和试验辅助决策。
主要通过数值模拟技术仿真霍普金森压杆获取试件更大的加速度峰值。采用双锥形子弹作为实验发生装置,仿真分析结果发现以相同的子弹速度撞击压杆,随着双锥形子弹中间段直径的增加,试件的加速度峰值也随之增加,试件的加速度脉宽不变;增加子弹上表面直径和中间段直径获得的试件加速度峰值比增加子弹下表面直径和弹长获得的加速度峰值更大。
由于红外图像背景的复杂多变及环境对运动目标识别的干扰幅度增大等诸多因素的影响,导致红外图像中目标识别准确率非常低。针对该问题的出现,提出一种基于多特征融合的红外图像目标识别算法。该算法提取图像的颜色特征、运动和边缘特征,基于粒子滤波框架下对以上三种特征数据融合处理并应用于粒子权值计算。实验结果表明,该融合算法能够更加有效地提高红外图像目标在复杂多变环境下的鲁棒性和识别准确率等。
为了合理设计飞行器载GNSS接收机动态抗干扰试验布局,需要对目标航迹上的干扰信号辐射场分布特征和变化范围进行仿真。文中利用结合镜像原理和等效原理的角锥喇叭辐射场半解析计算方法,使得快速计算航迹上任一点的辐射场成为可能。在此基础上,结合抗干扰试验布局的一般性要求,对典型布局场景下的干扰信号辐射场分布特征进行了仿真和对比研究,给出了该类试验布局设计方法和规律,并提出验证了一种干扰瞄准偏离修正方法。
以自动武器身管为研究对象,建立了身管的厚壁圆筒模型,采用解析法、二维有限元方法和三维有限元方法,分析了厚壁圆筒在热-结构耦合作用下的径向应力、环向应力、轴向应力和等效应力的关系,并对厚壁圆筒应力场的边缘效应进行了分析。结果表明:厚壁圆筒热-结构耦合应力的解析解和有限元解吻合较好,其中三维有限元模型可计及轴向长度的影响,适用于边缘效应的研究;通过改变内压或温度场,耦合应力是可以设计和优化的。
在采用传统的安全分析方法进行安全性分析时,常常关注系统的组件可靠性,很难避免由于组件交互、软件设计缺陷等引起事故的发生。STAMP把安全问题看作是控制问题,认为事故是由于控制不足导致的。文中以导弹攻击过程为例,建立导弹攻击过程的STAMP模型,采用STPA方法识别了导致导弹攻击任务失效的不安全控制行为,同时进行关键原因分析,最后对其中部分不安全控制行为进行仿真分析,为减少导弹攻击任务失效和导弹设计提供了参考。
箱式倾斜发射方式是现代车载导弹的主要发射方式之一,其出箱安全性是导弹发射中的关键问题。以往的出箱安全性分析大多是采用刚体模型,并且没有考虑发射车对发射过程的耦合影响,也较少考虑导弹燃气射流对发射箱的影响。建立完整的车载导弹箱式倾斜发射刚柔耦合模型,考虑发射车振动对发射过程的耦合影响,将发射箱进行柔性化处理,对模型进行动力学分析。分析起竖油缸刚度、不同推力载荷、导弹热发射燃气流以及导弹设计偏差对导弹出箱安全性的影响。分析表明,起竖油缸刚度、推力载荷对出箱姿态影响较大,并得出各个参数对出箱过程影响的规律性结论。
穿甲弹是应用较多的、更为有效的击毁装甲目标的弹种,为抵御穿甲弹侵彻,主战坦克上带有各式附加装甲,如复合装甲。研究复合装甲三层材料厚度比对其抗侵彻性能的影响,基于ANSYS/LS-DYNA软件在显示动力分析上显现出的良好性能及长杆弹穿甲理论,建立多组数值模拟模型,研究复合装甲的抗侵彻性能,并得出:三层材料厚度比为5:3:1时,抗侵彻性能最优。对文中所述数值模拟进行理论计算,仿真计算结果与理论计算结果一致,所得结论可对优化武器攻击与防护体防护提供参考。
某隔板点火装置出现点火延迟时间超差现象,对此进行了故障分析与复现试验,结果表明:因受主药的加强帽点铆效果差,显著降低了传火药盒的点火压强峰,扩燃药片的点火效果不稳定,导致了点火延迟时间超差。通过改进点铆工装、增加抽检试验项目、优化药盒药片安装位置、加厚药盒堵片厚度等措施解决了该故障。
泊松比取值对装药结构完整性分析结果有很大的影响,文中针对某固体火箭发动机装药进行了泊松比对低温点火下结构完整性的影响分析,采用有限元分析方法研究了温度载荷等效应变、压强载荷等效应变和泊松比如何合理选取等问题。结果表明该装药的温度载荷最大等效应变随泊松比增大而增大,而压强载荷最大等效应变随泊松比增大而减小,呈线性比例关系;该装药结构在低温点火环境下泊松比选取为0.493最为合理,且装药结构基本完整。
悬停和回旋是水下航行器重要的运动状态,保持悬停和回旋运动的稳定是水下航行器设计的关键,因而研究水下航行器的悬停和回旋运动具有重要的意义。在建立水下航行器六自由度运动方程的基础上,运用Matlab/Simulink模块对水下航行器的悬停与空间回旋状态进行了数值仿真,并对影响悬停和回旋特性的主要因素进行了分析,得到了水下航行器悬停和回旋运动的规律,所得结论可直接应用到水下航行器的操控。
侵彻过程中,弹体头部形状会对内部装药的力学性能产生较大影响。文中基于内聚裂纹模型,编写了PBX炸药的自定义材料模型,利用有限元软件LS-DYNA进行了缩比弹侵彻混凝土的数值模拟,计算得到了PBX炸药的损伤演化过程。通过单元裂纹宽度、裂纹含量等关键参数,分析了尖卵形弹头曲径比对装药动态损伤的影响。结果表明,尖卵形弹弹头形状的变化对装药动态损伤影响较大,控制弹头曲径比有利于减小装药损伤。
多目标跟踪及精确制导对雷达波束的快速调度和指向精度都提出了更高的要求,数字波束形成技术能够迅速的将波束对准期望方向,且有较高的指向精度,能够解决上述问题。文中基于FPGA的特点,提出了一种基于FPGA的通用DBF模块,大大节省了工程实现时所需的乘法器,并将该方法扩展到两维阵面的数字波束形成中,实现了上千阵元面阵的数字波束形成,并在工程实际中完成验证。
针对传统弹底强度计算公式所需参数多、公式形式复杂的问题,提出了形式简单、所需参数少、计算准确度较高的弹底厚度估算半经验公式建立方法。基于传统弹底强度理论,建立传统公式的简化形式,结合最小二乘法原理,拟合得到满足弹丸工程设计要求的半经验公式。仿真结果表明,传统公式计算的弹丸弹尾区应力分布较为恶劣,而半经验公式计算的弹丸弹尾区应力分布更接近实际弹丸弹尾区应力分布,验证了半经验公式计算结果的准确性优势。
针对空战中目标受导弹威胁会做出机动的情况,研究了该条件下的空空导弹三维攻击区数学模型,给出了计算流程,并对目标做置尾机动条件下的攻击区仿真。结果表明,目标越早感知到导弹来袭并做出规避机动,攻击区越小。考虑他机制导、协同保护、连续攻击等作战需求,基于目标不机动时导弹最远攻击距离与目标做置尾机动时导弹最远攻击距离,提出了一种双机空战纵队进攻战术构型的设想。
文中以典型的坦克目标为攻击对象,对以单一坦克模型、实战坦克模型及验证试验期间的目标布靶情况等分别仿真计算,结果表明:制导类末敏子弹药对小幅员目标的命中概率较高。仿真结果将为进一步进行武器系统效能分析、火力分配及规范武器系统的使用,奠定较好的基础,也为类似制导类末敏弹药命中概率的仿真研究提供了有价值的参考。
锥柱裙类组合体类高超声速飞行器外部存在弓形激波,拐角诱发激波/边界层干扰,气动加热较为复杂。为深入研究此类气动热变化规律,采用CFD方法研究HIFiRE-4再入大气层气动热问题。结果显示,飞行器进入稀薄流区时,需重点关注鼻锥气动加热,而拐角气动加热不明显;进入稠密大气层后,飞行器拐角出现边界层分离与再附现象,且分离泡随着空气密度增大而逐步缩小,气动加热较为突出。
为了进行多导弹从指定方向同时攻击目标的协同航迹规划。文中基于稀疏A*算法,根据导弹飞行约束和轨迹圆滑方式扩展节点;通过增加控制点并调整代价函数实现攻击角度约束;假设多导弹速度相同,通过选取期望长度重新规划其他航迹;对航迹节点进行时空安全检测与重置,避免了弹间的碰撞;最后进行轨迹平滑,得到满足飞行和攻击约束的可飞航迹。仿真结果表明了算法的有效性。
MIMO雷达成像目标通常具有块稀疏特性,模式耦合稀疏贝叶斯算法能够较好的恢复块稀疏信号,但其主要的缺点是在每次迭代过程中都涉及复杂矩阵求逆。引入快速求逆稀疏贝叶斯算法,建立模式耦合快速求逆稀疏贝叶斯模型,将复杂矩阵求逆转化为对角矩阵求逆,实现MIMO雷达目标快速精确重构。通过仿真对比分析,所提算法较传统贝叶斯算法能大大减少雷达成像时间,且实现目标块区域信息高效恢复。
为提高导弹四极磁场电磁轨道发射过程中发射结构稳定性和导轨使用寿命,利用ANSYS中电磁-结构耦合分析模块,分别对强脉冲电流上升段、峰值段、衰减段和完整发射过程中所对应的导轨受力、形变等效应力及导轨径向加速度进行分析。结果表明:在发射过程中,四极磁场导轨形变持续增大,在电流突变处导轨应力及加速度均较大,弹性支撑可对导轨稳定性起到积极作用。研究结果可为导轨结构的优化设计及其稳固方式提供理论指导。
该成像算法通过脉压生成一维距离像,虚拟合成孔径实现方位维高分辨,逆散射方法求解散射中心方位分布合成阵列接收信号,对同一距离单元内不同方位的散射点进行多普勒域分离生成距离-方位多普勒像,再通过单脉冲方位测角得到距离-方位像;应用ISAR成像在俯仰维生成距离-俯仰多普勒像,再通过单脉冲俯仰测角得到距离-俯仰像,最后合成三维像。经仿真及试验验证,该方法实时性强,成像精度高。
针对杂波环境下高斯混合粒子PHD跟踪精度低,滤波发散的问题,提出基于模糊混合退火分布的高斯混合粒子PHD。所提算法在传统的高斯混合粒子PHD滤波的基础上,采取状态变量分解和引入退火参数产生建议分布函数,同时采用模糊推理系统产生最优的退火系数,有利于提高粒子滤波的稳定性和精度,然后对PHD进行更新。仿真结果表明:该算法能在杂波环境下有效跟踪多个目标,与高斯混合粒子PHD滤波相比,状态估计更加接近真实值,大大提高了跟踪精度和系统稳定性。
针对协同防空中制导平台与发射平台相分离时的杀伤区模型建立问题,分析了复杂环境下制导雷达的探测范围,研究了接力制导交接的方式及约束条件,在制导平台与发射平台相分离情况下描绘了弹目遭遇点连线方程,分别建立了交班平台和接班平台的防空导弹杀伤区范围模型,并在不同初始条件下进行仿真校验,仿真结果表明,制导与发射分离的防空部署可增大主要拦截方向的拦截纵深,扩大了杀伤区范围,所建立的杀伤区模型有效可行。
针对弹药爆炸破片杀伤威力测试类试验爆炸破片靶前平均速度及着靶图像测试的需求,提出采用高速摄像机测试获取破片靶前平均速度及着靶图像的方法,并与梳状靶测试的靶前相同位置的破片平均速度测试数据进行对比分析,提出使用高速摄像机对破片靶前平均速度测试的3种不同测试方案,分别指出不同布设方案的优劣,确定了测试系统最优布设方案,并论述了其数据处理原理及过程,说明该方法能够完成破片着靶速度及图像的获取,可为后续相关试验的靶场测试工作提供一定的借鉴和指导。
运载火箭结构动力学响应分析存在诸多不确定性,基于有限元的标准蒙特卡罗不确定性分析方法计算代价过高,为解决该问题,引入多层蒙特卡罗方法。针对模型不确定性建立不同网格尺度运载火箭有限元模型,使用多层蒙特卡罗方法对发动机点火工况进行结构动力学响应不确定性分析,并与标准蒙特卡罗方法对比。结果表明在相同精度的情况下,多层蒙特卡罗方法能显著提高效率,所得结果对运载火箭初步设计阶段结构分析与设计有一定指导意义。
地磁导航因其自身的隐蔽性、自主性、高鲁棒性相比于传统导航方式有着诸多优势。针对飞行器在飞行过程中频繁进行姿态变换的现状,相比于以往单一建模方式,文中引进涡流磁场进行一体化建模,并采用EKF算法进行补偿。仿真结果表明,含涡流的一体化模型在做姿态变换的飞行器磁场补偿中,既明显降低了误差幅值,又有效滤除涡流磁场所引起的波动,有着更高、更稳定的补偿精度。实验结果亦证明了仿真结果的正确性。
针对扰动环境下角运动和线振动干扰影响捷联惯导初始自对准精度的问题,采用惯性系粗对准方法来隔离角运动干扰影响,设计了FIR数字低通滤波器用来抑制线运动干扰的影响,通过微幅、小幅和大幅晃动3种试验对算法性能进行了验证。结果表明,在3种试验条件下,所设计的初始对准算法均可以在5min内达到与静基座初始对准相同的精度。该方法可以为工程应用提供参考。
为研究单通道导弹的舵面控制方法与达到有效控制的转速要求,建立了不同舵面控制律的数学模型,推导出工程化应用方法。采用数字仿真方式验证舵面控制律模型的正确性,通过给出一个阶跃指令,分析弹体在不同舵面控制律下的响应情况。为得到有效控制条件下的转速要求,设置导弹模型的不同转速,对比相应的弹体阶跃响应。结果表明:推导出的舵面控制律能够有效的响应控制指令且最低转速与弹体频率成正相关。
为探索热挡板设计参数对涡声耦合效应引起的压力振荡特性的影响,基于阿丽亚娜5型运载火箭发动机的缩比模型,利用大涡模拟方法开展了数值研究。首先研究了热挡板高度对发动机内的压力振荡的影响,结果发现,随着热挡板高度的增加,压力振荡幅度逐渐变大;合理的设计热挡板高度可以减小涡声耦合引起的压力振荡。在此基础上,研究了热挡板弯曲角度对涡声耦合压力振荡的影响,发现随着热挡板弯曲角度的增大,压力振荡的不稳定模态从高模态向低模态转移,且振荡现象逐渐从单一频率下剧烈的振荡向多频率振荡分散,降低了最大压力振荡幅度,在一定程度上降低了压力振荡的危害。
