针对高超声速飞行器大动压环境下存在的参数不确定性及严重的气动伺服弹性问题,提出了一种弹性反演自适应滑模控制方法。在弹性高超声速飞行器纵向动力学模型的基础上运用反演设计方法保证系统状态的稳定性,为消除各种不确定性的影响,设计了弹性高超声速飞行器自适应滑模控制器。仿真结果表明该方法能有效抑制不确定性及气动伺服弹性的影响。
空中目标动态RCS特性研究,对于防空中雷达的探测和跟踪具有十分重要的意义。首先用FEKO软件仿真计算获得典型空中目标全空域静态RCS数据库,然后根据不同目标的运动特征,对典型空中目标航迹进行了仿真,最后利用静态RCS数据以及航迹仿真结果研究了典型空中目标的动态RCS特性。仿真分析结果不仅可为搜索雷达探测和跟踪来袭目标提供参考依据,而且可以评估目标运动状态下的散射特性以及隐身性能。
针对太赫兹雷达系统中伺服电机采用PID方法控制精度不高、鲁棒性较弱,及采用自抗扰控制方法参数难以确定等缺点,提出了一种利用模糊神经网络的自适应学习的优点来调节自抗扰控制参数的高精度电机控制方法。首先建立了基于模糊神经网络的自抗扰控制的电机模型,然后分别对该模型和普通PID模型进行了系统仿真和实验测试。结果表明,该方法能显著提高电机的控制精度和鲁棒性。
为探求典型环境对有源通信干扰弹作战使用的影响,首先在分析干扰弹工作频段与被干扰对象特点的基础上,结合典型作战环境,详细说明了不同条件下信号传播损耗的计算方法,最后对自由空间和天线低架下的西南边境淡水环境等两种情况进行了实例验证。结果表明当考虑被干扰跳频电台天线架设高度或干扰弹作战环境等因素时,自由空间下的有效干扰功率大于非自由空间下的有效干扰功率,相关结论能够为有源通信干扰弹作战使用提供参考。
针对高超声速飞行器纵向模型存在的非线性、耦合性、多种不确定性和大气扰动的问题,文中提出一种基于信号补偿的鲁棒控制方法:将真实模型分为名义模型和同效干扰两部分,通过设计状态反馈控制器来实现名义模型期望的控制效果,然后设计干扰补偿器来抑制同效干扰的影响。数字仿真结果表明,与状态反馈控制方法相比,文中所提出的鲁棒控制方法跟踪效果更好,控制精度满足要求。
风扰动会使无人机飞行姿态发生变化,影响机载单站无源定位技术中相位差变化率的测量精度,导致定位误差增大。为此,文中建立了风扰动下的无人机运动学模型,并分析了在常值风、突风、大气紊流3种典型风扰动下,采用经典卡尔曼滤波法提取相位差变化率后的定位精度,研究结果对无人机载单站无源定位技术的应用具有参考价值。
提出一种新型无人机空中旋转发射总体方案,并利用三维实体建模软件CATIA和动力学仿真软件ADAMS联合建立载机、无人机、发射架等的实体三维模型;对空中发射无人机过程进行了动力学仿真,得到了在给定发射初速度条件下无人机质心位移的变化曲线和无人机顶点与货舱底面垂向距离变化曲线,分析了空中发射无人机方案的可行性。分析结果表明:无人机在0.19 s可以出舱,且在整个过程中无人机与货舱不会发生碰撞,无人机可以安全离开载机。
为了更好的分割出图像中的目标,文中对最大类间方差法进行了改进。根据不同的分割次数,在图像中反复运用最大类间方差进行分割,再以子图像中所提取目标的灰度值方差、标准差以及目标面积在原图中所占的比例等为因子,利用贝叶斯估计进行预测,从而提取出图像中的目标。该方法不仅对目标与背景差异较大的图像有较好的分割作用,而且对于目标灰度分类不属于极大或极小类的图像也有较好的分割作用。实验证明,该方法效果良好。
为了解决导航用数字地图分辨率选取不明的问题,构建了多地形水下数字地图,基于经典TERCOM匹配算法,对数字地图分辨率与匹配误差的定量关系进行了仿真及多项式回归分析。结果表明,不同特征地形对适宜分辨率的要求不同,小起伏区和大起伏区适宜分辨率分别为12 m和25 m,数字地图分辨率与匹配误差关系近似服从多次曲线变化规律。
在常规兵器试验靶场测试过程中,针对使用遥测定位信息引导测试设备跟踪测试时的信息滞后问题,文中提出一种弹载遥测定位信息外推算法,通过分析遥测数据链路时延,对遥测定位信息进行时间补偿,并对外推数据精度进行评估,不断修正外推算法权值,大幅度提高引导数据的精度。最后通过试验验证,引导数据精度可以满足靶场测试设备引导测试需求。
针对有源探测易被截获发现,无源侦察精度较低问题,研究采用多机有源无源协同工作方式降低被发现概率,提高探测精度。在探测初始阶段,先利用多机时差算法对目标进行粗定位。在探测跟踪阶段,再使用无源粗定位结果牵引有源探测平台实施目标快速精定位,提高定位精度。仿真结果表明,文中所设计的多机有源无源协同探测方式,对目标定位精度优于单纯的多机无源定位和有源探测方式,且具有作用距离远和良好的隐蔽性优点。
针对当前天平校准系统单级砝码加载细分不足及效率较低的现实问题,研制了一套全自动天平校准系统。首先,设计了一种全新的三级砝码自动加载装置,该装置采用三套相互独立的传动机构,由电机拖动、直线滑轨导向,可保证随时实现载荷按阶梯自动加载。其次,确定了六自由度串联复位方式,采用铰链连接形式,以形成连杆机构将伺服电动缸传动的直线运动转换为旋转运动。测试结果表明:系统各项性能指标达到了设计要求,机构性能可靠。
为探究凹腔结构参数和进口旋流数对微型冲压发动机内流场的影响,采用数值计算方法对一种新型的旋流驻涡燃烧室模型进行了研究。结果表明:当凹腔结构参数L/D=0.72,H/D=0.5时,后体阻力系数小,燃烧室总压恢复系数高,在凹腔内形成光滑稳定的单涡结构;当旋流数增加,凹腔后的回流区被拉长,且延伸到燃烧室出口;低旋流数能提高燃烧室湍流强度及主流与回流区之间的传质;当旋流数S=0.1时,燃烧室总压恢复系数最高,在凹腔内也形成光滑单涡结构。
研制一台可放入超燃冲压发动机被试段腔内的盒式应变天平,可实时测量被试段所受的六分量力和力矩。该天平刚性大、干扰小、具有良好的机械性能。通过精细的结构设计、遗传算法优化及有限元分析,解决了天平空间尺寸小和各分量载荷难匹配的问题,有效降低各分量之间的干扰,提高了天平的测量精准度。另外,对天平设计了过载保护装置及隔热和防潮保护。静校和试验结果表明该天平各项性能良好。
为研究固体火箭发动机工作过程中的喷管喉径变化规律,采用宏观分析方法,以固体发动机地面点火试验为基础,获得喷管喉径的实时变化趋势,建立了喷管喉径烧蚀辨识模型。研究结果表明,喷管喉径烧蚀辨识模型可以较好的模拟发动机工作过程中喉径的变化情况,且模型计算值与发动机地面点火试验后的喷管喉径实测值吻合。在工程研制中,当发动机设计状态一定时,该模型可用于计算喷管喉径烧蚀变化情况,进而为发动机内弹道性能预示提供参考。
为完成三维地图航迹规划任务,设计了一种基于文化算法与禁忌搜索算法的改进算法。算法主体为文化算法和禁忌搜索算法的组合算法,并加入了变异机制和Boids模型分离机制。同时,采用最小威胁曲面法简化搜索空间。通过仿真对比,将该算法应用于离线预规划和实时航迹规划中,发现该算法能在短时间内接近最优解,规划速度和所得航迹均符合要求,且全局搜索能力和局部寻优能力均有明显改善,有助于解决各类复杂优化问题。
为了提高B4C/Al复合靶板抗弹性能,利用LS-DYNA对12.7 mm弹丸在600 m/s、700 m/s和800 m/s的速度下垂直侵彻B4C/Al复合靶板的过程进行数值模拟分析。研究了侵彻复合靶板过程中弹丸的速度变化和受力情况。计算结果表明:弹丸以600 m/s和700 m/s速度侵彻复合靶板时,异形 B4C/Al复合靶板比普通B4C/Al复合靶板有更良好的抗弹性能;弹丸以800 m/s速度侵彻复合靶板时,迎弹面为三角形的异形 B4C/Al复合靶板有较优的抗弹性能。
为了减小飞行器舱体对天线遮挡效应,获得最优的方向图特性,从而实现飞行器与地面有效通信,文中设计了一种凸出飞行器舱体外安装的小型“倒F”热天线,该天线设计特点为体积小、重量轻、外形新颖、安装简单可靠。通过热环境仿真计算、电弧加热风洞试验验证,结果表明仿真计算结果与电弧加热风洞试验结果相近,并完成了正式状态的方向图测试,方向图性能满足使用要求,最终通过飞行器飞行试验考核,证明其气动性能、热环境适应性以及方向图优异。
针对多管火箭弹的检测需求,提出了基于ARM微控制器和μCOS实时操作系统的设备方案。构建了完备的硬件系统,重点讨论了各模块的设计方案;阐述了软件设计的思想,介绍了软件框架、基于多中断和多任务机制的处理流程以及软件的组成模块和主要功能。实际应用表明研制的火箭弹检测设备工作稳定、可靠,可以有效评估火箭弹的状态。
为研究固体火箭发动机燃气流对摆动喷管性能的影响规律,运用离散相模型对摆动喷管内复杂三维两相流动进行数值仿真,重点分析了不同摆角下凝相粒子浓度与粒径的影响。结果表明,喷管有无摆动时,喷管效率均随粒子浓度和粒径的增大而下降,推力系数随粒子浓度增大而增大;无摆动时,推力系数不随粒径变化,摆动5°后,随粒径增大而下降。此外,小粒径粒子可增强矢量特性,而大粒径粒子抑制了喷管矢量特性。
研究了不同过载作用下,超临界压力RP-3航空煤油在矩形通道内的流动与传热特性,重点考察了浮升力对煤油流动换热的影响,并对浮升力判别准则进行了分析。研究表明:随着过载的增加,浮升力效应更加明显,通道内二次流速度增大,矩形通道内摩擦阻力增大,流动压力损失略有增加,加热侧壁面温度降低,传热恶化现象得到明显改善;选用的浮升力判别准则对矩形通道内航空煤油流动换热适用性较差。
针对火箭橇试验战斗部攻角控制问题,提出了一种基于气动环境分析的耦合交换数值计算方法,采用自编程与CFD数据交换耦合方式,解决了火箭橇战斗部动态攻角工程计算难题,在设计、计算与优化的基础上,对3种方法的特点及适用范围进行火箭橇试验验证。该研究结果可用于精确、高效战斗部火箭橇试验攻角设计与控制,可以为导弹引战系统终点效应试验及相关技术研究提供一定参考和技术支持。
基于双目视觉的被动式测距隐蔽性好,在军事领域具有广阔的应用前景。文中提出采用基于计算机视觉的目标测距算法,对双摄像头拍摄的视频中的目标进行距离测量,通过对其重合区域运用双目测距、对非重合区域运用单目测距的方法,最终从目标的二维图像中获取其空间距离信息。经过试验,单目测距的平均相对误差为3%,双目视觉测距的平均绝对误差为0.766 cm,测量结果的准确性符合所需的精度。
为了解决红外成像制导导引头抗红外诱饵弹现有试验方法不足的问题,文中构建了由三轴转台和火箭橇相结合的试验系统,较为逼真的模拟了弹目接近的作战过程;采用火箭橇-转台轨迹转换算法和自抗扰算法,解决了试验中转台实时跟踪火箭橇以及转台启动时超调振动两个技术难题。该试验系统已经应用于多型红外成像制导导引头抗诱饵弹干扰试验中,取得了很好的试验效果。
为提高反辐射无人机对目标雷达的搜索压制效率,文中以反辐射无人机导引头具有视场约束的特点为切入点进行搜索航路规划。基于分层规划思想,提出“视场覆盖率”这一搜索航路规划代价指标,利用改进人工势场法进行反辐射无人机的搜索航路规划。仿真结果表明,该方法规划出的航路不仅安全、可飞,而且大大提高了导引头对目标雷达的搜索压制效率,有助于提高反辐射无人机的作战效能。
垂直发射弹药在初始飞行段速度较低而经常利用侧向脉冲发动机产生直接力控制弹体转弯。为解决初始扰动较大情况下如何控制弹体快速精确转向指定方位的难题,文中以某垂直发射弹药为背景,定义了一种角速率投影相等的新弹体坐标系,再将目标空间方位投影到新定义的弹体坐标系,最后根据误差角投影大小,利用逻辑运算得到脉冲发动机点火指令。仿真结果表明,文中所述转弯控制方法的控制效果良好。
针对火箭弹反旋稳定舵机转速控制系统的非线性和时变的特性,设计了一种改进积分型滑模变结构控制器。针对工作过程中存在的负载扰动,设计了负载观测器并引入滑模控制器中。建立无刷电机的数学模型,采用PID、积分型滑模控制和改进积分型滑模控制进行仿真验证。仿真结果表明:改进积分型滑模变结构控制超调量小、响应速度快,并且对负载扰动具有较强的鲁棒性。
为研究装药间隙对自由装填固体火箭发动机快速烤燃响应特性的影响,针对某发动机建立二维烤燃数值计算模型,分别采用不同装药间隙进行计算。研究结果表明:推进剂着火时间随着装药间隙大小的增加而延长,但延长效果越来越弱;推进剂温度达到约470 K时开始发生自热反应,温度达到615 K左右时推进剂着火;不同大小装药间隙发动机的烤燃位置均发生在以推进剂端面边缘处为中心的圆形区域。
为了获得高低燃温组合推进剂下喷管结构温度及喉衬烧蚀率变化,开展了组合推进剂下复合喷管结构的流固耦合分析及试验研究,仿真计算及试验结果表明,低燃温推进剂燃气能有效降低流场向喷管结构的热量传递,降低喷管结构温度。并且低燃温推进剂能有效降低高温燃气对喉衬的烧蚀,与纯高燃温推进剂发动机烧蚀率相比,使用组合推进剂时喉衬烧蚀率下降15.8%。
提出了一种带中间楔体的三通道进气驻涡燃烧室,将正交试验设计与方差分析相结合,取5个几何参数为研究对象,对燃烧室性能进行研究。结果表明,对燃烧效率影响由大到小的因素分别为θ、H2/H1、L2/H1、D/S、L1/H1,其中θ占71.76%,H2/H1占20.13%,其他因素影响较小;对总压损失系数影响由大到小的因素依次为H2/H1、θ、L2/H1、L1/H1、D/S,其中H2/H1占53.58%,θ占31.56%,而其他因素影响较小。当θ=75°、D/S=3.5%、 L1/H1=1、L2/H1=2.8、H2/H1=0.9时,燃烧效率达到最大值98.75%,此时的总压损失系数为1.58%。
为了分析固体发动机端燃装药在抖振载荷下的响应,基于地面环境试验条件,建立了有限元模型。利用WAWS法得出了给定功率谱密度曲线的时域样本曲线,进而对抖振过程进行了时域响应分析。得到了典型点的Von Mises应力响应历程及均方根值,给出了端燃装药外表面和界面上特征点的应力分布特征,分析了端燃装药与壳体内衬的间隙值与表面应力的关系,结果表明,两者呈线性关系。
针对超空泡射弹的尾拍运动特性问题,采用CFD软件动网格移动计算域技术,建立了超空泡射弹多自由度运动求解的数值模型,实现了射弹与空泡的双向耦合。在验证了模型准确性的基础上,研究了射弹不同初速下的尾拍运动特性。结果表明,超空泡射弹的水下弹道具有动态稳定性;弹体偏转引起空泡轴线偏移,尾拍沾湿区域具有不对称性;增大初速,尾拍周期减小,尾拍升、阻力及俯仰角速度的振荡幅值增大,俯仰角的振荡幅值受初速影响极小。
为了准确获得爆炸场中三波点的轨迹特性,利用AUTODYN有限元分析软件对爆炸场中三波点的轨迹特性进行数值模拟研究。分析结果表明:在装药当量一定和爆高相同的情况下,对于柱形装药,长径比越小,三波点高度越高且上升趋势越明显;起爆点越高,三波点高度越高且增速越明显;不同反射界面对三波点高度的影响较大,同一测点处,冲击波在刚性界面上反射形成的三波点高度高于在混凝土地面上反射形成的三波点高度。
