为了研究铜、铁、钛、铝材料射流对高强度混凝土的侵彻特性,在铜药型罩基础上改变壁厚获得铁、钛、铝结构,进而对射流成型进行数值模拟,同时对侵彻高强度混凝土进行了静态威力试验。结果表明:铜、铁、钛射流侵深基本服从密度法则,随密度下降侵深逐渐减小,铝射流侵深略大于钛射流;钛射流孔径最大、开孔容积最大、其开孔效率最高。
针对Hadoop HDFS存储大数据性能低下的问题,结合导弹全寿命周期大数据存储性能要求,以不同类型的分布式应用为依据,提出一种由大数据分布式存储层、典型缓存策略层、典型数据访问模式层和导弹上层分布式应用层构成的四层次分布式存储系统。试验表明:该系统可实现导弹全寿命周期大数据的稳定快速存储;存储较小数据时平均时间高于WR算法2%,内存占用率降低32%;深度学习框架下的存储效率具有更大的缓存命中率和缓存效用。
为研究半导体激光直接起爆炸药的可行性,开展半导体激光起爆炸药的试验与仿真研究。通过搭建半导体激光起爆系统,对掺杂1%碳黑的太安炸药进行激光起爆试验,并利用AUTODYN软件建立激光起爆过程的仿真模型。试验结果表明:半导体激光成功起爆掺杂1%碳黑的太安炸药,验证了半导体激光直接起爆炸药的可行性。
针对通常的神经网络算法在检测遥感图像海面目标时存在精确率低、漏检概率高的问题,改进了一种基于YOLOv3全卷积神经网络的遥感图像海面目标检测方法。首先根据海面目标的宽高比例,利用Kmeans++聚类算法,确定出适合于数据集的anchor box值;接着采用FPN思想进行特征融合;最后,选用GIOU作为坐标预测的损失函数,进一步优化检测结果。实验表明:文中方法在遥感图像海面目标检测中的平均精确率为90.82%,相比于其他算法平均提高了5.34%。
为了满足可变弹翼导弹多功能通用化的作战需求,实现导弹巡航段经济航行、巡逻段低速长航时侦查以及攻击段高机动俯冲攻击,分别设计了初段、巡航段、巡逻段和攻击段弹道方案。利用Simulink建立数学模型并进行仿真试验。结果表明:导弹由1 000 m高度的载机投放后,平稳下滑至500 m进入侦查巡逻阶段,沿航向飞行至17 710 m处发现目标后俯冲攻击,命中目标。该弹道方案能够实现可变弹翼导弹多个作战任务间的平稳切换,提高导弹的通用化作战能力,延长导弹的生命周期。
转发干扰对敌方探测和制导雷达构成极大威胁,干扰效果的优劣直接影响双方作战效果。以战场态势为背景,系统梳理转发干扰原理,提出弹载智能干扰雷达假目标架构,分析转发干扰假目标效果。仿真利用智能干扰系统进行实验,结果表明该智能干扰系统能有效干扰探测和制导雷达,达到欺骗敌方的目的。
文中试图给出一种区分镜像目标的方法,对半主动制导武器在拦截超低空目标时产生的制导照射镜像和导弹跟踪镜像干扰基理进行了分析,在此基础上建立了目标和镜像回波功率模型,并对典型作战应用情况进行了仿真,阐明了影响导引头正确跟踪目标的相关因素,给出从时域和频域区分两者的思路。
在动机座发射条件下,为了评估初始参数误差对平台惯导影响,建立由遥测视速度、视加速度和初始参数计算导航参数的微分方程。初始参数分为两类,原点坐标转换参数和积分初始参数。建立了初始参数对导航输出影响的微分模型,通过仿真数据,检验了导航参数计算模型的逼近精度。利用添加不同误差的初始参数计算导航输出与真实轨道偏差评估初始参数误差对导航输出的影响;利用蒙特卡洛打靶法和绝对误差界确定方法评估初始参数误差导致的关机时刻轨道散布。模型分析计算发现,发射装订初始速度参数只有作为积分初始参数时才对导航输出有影响,特征段导航计算结果的逼近精度降低。关机时刻轨道误差随初始参数误差线性增加,初始北向和东向速度误差引起的轨道偏差量级相同。
某MEMS惯性传感器组件在130 mm弹载试验后出现无输出功能失效,经电性能测试、工艺结构分析、有限元力学仿真等分析。组件的失效主要是由于内部主控板受力不均出现了翘曲变形、断裂,最终导致组件失效。根据失效机理,优化了主控板的版图及灌封工艺方法,使主控板的受力均匀性和一致性得到了控制,从而有效解决了失效问题。
智能化弹药武器系统一般采用电子式发射点火方式,点火控制单元的安全性和可靠性直接影响武器系统作战性能。通过研究、分析点火控制单元的设计流程、设计方法,实现了一种典型点火控制单元。该点火控制单元通过了单元测试、集成测试和可靠性测试,形成专用电路,广泛应用于多个项目的发射点火控制中,完成武器系统数千次的成功发射。
研究便携式发射装置的人因工程设计方法;分析了该装置的人因工程研究内容和影响因素,依据功能要求初步确定产品的组成和技术方案,并梳理产品的工作任务,细化每个任务中的作业剖面,形成产品人因工程技术规范,并结合人因工程学基础知识设计产品满足人因工程要求;经试验鉴定和用户测试表明该装置设计符合功能要求;该方法具备可行性,其为今后武器装备的人因工程设计提供参考。
为优化运载火箭弹道,以微小型固体运载火箭为研究对象,通过Simulink建立六自由度仿真模型,开展弹道优化相关问题的研究与分析。结果表明,在运载火箭发动机推力给定的条件下,此运载火箭达到入轨条件的最大有效载荷为218.8 kg,比基本方案提高9.4%。
针对舵机故障情况对导弹飞行控制性能的影响问题,在舵指令分配模型和舵机故障影响分析基础上,分别提出针对1片舵机故障的容错控制算法和针对2片舵机故障的容错控制算法。该算法可在舵机故障时对正常舵机指令重新分配,补偿故障舵机引起的干扰力矩。仿真计算结果表明,该算法可完全消除1片舵机故障的影响,降低2片舵机故障产生的干扰,保证导弹命中目标。文中的研究有利于提高导弹系统工作可靠性。
为满足精确制导武器通用惯性导航系统应用需求,设计了一种基于ARM嵌入式平台的惯性导航信号处理系统,实现了光纤陀螺和石英加速度计信号的同步采集与实时处理,完成了系统方案设计、功能划分与实现。经实验验证,采用的加速度计信号AD转换电路不仅有效解决了IF转换电路的输入范围与性能指标互为矛盾的问题,且设计简单、易于实现。系统符合设计需求,具有小型化、低成本、通用性强的特点。
悬索火箭橇水平运动控制精度受到悬索初始拉力、悬索材料特性、侧向风等因素的影响。为了分析这些因素对悬索火箭橇水平运动的影响,文中利用Newton法对悬索和橇体进行动力建模,仿真计算了三自由度火箭橇运动。利用本方法分析了国内某超音速悬索火箭橇试验系统的水平飞行控制精度,计算结果与试验测得火箭橇水平运动数据吻合,说明文中方法的有效性。
提出一种测试方法用于表征动能棒超高速对地撞击的毁伤效应。通过数值仿真给出动能棒超高速对地撞击的主要毁伤形式及其表征参量,针对这些表征参量从理论上逐一提出相应的测试手段,最终用这些测试手段获得了百千克级动能棒超高速对地撞击毁伤效应数据。所提出的测试方法能作为后续动能棒超高速对地撞击毁伤效果研究的有效手段之一。
针对数字稳定平台的隔离度指标要求,设计了一个以STM32微控制器为核心器件的稳定平台数字控制系统。分析了稳定平台控制系统的工作原理,对硬件和软件系统进行了详细说明,使用数字滤波和双闭环PID算法对数字信号进行处理,然后输出脉宽调制信号控制直流电机。实测结果表明该稳定平台系统能够有效的隔离扰动。
以解决固冲发动机长时间工作的热防护需求为目标,通过归纳概括国内外碳化硅陶瓷基复合材料应用于固冲发动机燃烧室、喷管和燃气阀的研究现状,获得了碳化硅陶瓷基复合材料耐高温、抗烧蚀以及高强度的优异性能。结合固冲发动机工作特点及关键技术,分析了C/C-SiC复合材料应用于固冲发动机各个长时间工作高温部件的可行性,并提出实际应用中存在的难题。
梳理了从冷战时期到非对称作战时期国外制导迫弹的发展历程。因作战需求变化,制导迫弹由针对单一目标转变为打击多类目标,形成了专用制导迫弹研制和制式迫弹制导化改造并行的发展模式。目前制导迫弹向增程、高精度、低成本、多模制导的方向发展。通过分析制导迫弹的典型特征,提出了未来制导迫弹发展需要关注的问题:小型化抗高过载测量技术、复合增程技术、精确制导控制技术及低成本抗高过载一体化制导控制组件技术。
针对固体火箭发动机地面试验排出的高温燃气产生的隐蔽性差及热污染问题,提出通过在扩张段安装喷水支板的方法,利用液态水相变吸热使燃气温度下降,达到隐蔽试验目的的同时减少热污染。采用SST K-Omega、DPM、组分输运等模型对固体火箭发动机地面点火试验进行流场仿真,对比和分析了喷水前后的流场图及喷水角度对出口温度的影响。计算结果表明,喷水冷却能有效降低出口温度。在讨论的几个喷水角度中,垂直喷水的冷却效果最好。
为研究大口径火箭增程榴弹发动机点火时刻以及助推时间对射程的影响,建立了火箭增程榴弹的质点外弹道模型,利用Matlab解算了火箭增程榴弹外弹道质心运动微分方程组。以某155 mm榴弹为算例,研究了榴弹在发动机不同点火时刻以及助推时间下的增程效果。研究结果表明:火箭发动机的点火时刻对射程影响较大,可以改变约30%的射程;助推时间对射程影响不超过5%;通过增程方案的合理选择可以实现单门炮多发弹同时弹着。
为了分析不同因素对车载导弹系统行进间发射动力学影响,利用虚拟样机技术,对车载导弹行进间发射过程进行模拟分析。基于Adams平台建立了系统的刚柔耦合动力学模型;采用IFFT方法对不同等级路面进行数值模拟;考虑左右轮相关性,得到了不同等级路面模型;进行了不同车速和不同路面等级下车载导弹系统行进间发射动力学仿真,得到了导弹出筒姿态结果。仿真结果表明,车速越大,导弹出筒姿态越恶劣;路面情况越差,导弹出筒姿态越恶劣。
为了提高制导武器的目标捕获能力,基于刚体力学的相关理论及坐标变换矩阵对某导引头三轴跟踪平台框架间的惯量耦合关系进行了建模与分析。仿真实验结果证实内框架转角γ对中框架轴的耦合转动惯量产生的影响不会超过7×10-5 kg·m2;内框架转角γ和中框架转角β均会对外框架轴的耦合转动惯量产生影响,但影响最大不会超过1×10-4 kg·m2。文中的研究为三轴跟踪平台的结构优化和控制系统的设计提供了方法依据。
为解决强干扰情况下飞机着陆控制的抗扰动问题,引入自抗扰控制方法来设计飞机姿态和自动油门控制律。针对自抗扰控制算法中不光滑的非线性fal函数在分段点处引发控制器震荡问题,利用连续可导条件重新构造非线性函数提高控制器性能。以某运输机为对象,在紊流干扰和参数摄动条件下进行自动着陆仿真。仿真结果表明,基于自抗扰的自动着陆控制律具有良好的鲁棒性。
针对定性指标难以量化的特点,在传统模糊层次分析法(FAHP)的基础上提出改进,保证评估指标数据的统一。分析导弹装备火力打击能力影响因素,构建导弹装备火力打击能力指标体系,提出了基于改进模糊层次分析法评估的方法步骤,并结合某型导弹装备进行火力打击能力评估。结果表明:该方法能够解决现实评估问题,通过评估结果有针对性地对导弹装备的运用进行改进,具有较高的应用价值。
防暴动能弹是遂行反恐防暴任务的主要装备,为提高其固有安全性和使用安全性,通过回顾橡皮式防暴动能弹冲击损伤案例,分析了伤亡比例、损伤分布和损伤模式,从弹丸因素、生物体因素和冲击条件3个方面,提取了32个冲击损伤致因因素,并初步界定了因素属性,给出了橡皮式防暴动能弹的安全设计和安全使用建议,为其全寿命周期的安全服役提供了决策支撑。
附壁射流式姿控发动机内流场动态响应过程极其复杂,且难以通过试验获得。利用数值仿真的方法对某附壁射流式姿控发动机推力切换过程中整个内流场的动态特性进行了研究,获得了推力切换动态响应特性。结果表明:推力切换时,阀内附壁侧和分离侧流量比例为6 ∶1;元件原分离侧形成附壁并发展稳定历时0.15 ms,换向拨片作动时间为0.18 ms;发动机推力切换响应时间为0.3 ms。
针对某大型制导火箭弹弹体初始扰动、发射安全性及弹架系统动态响应未知等问题,采用多体动力学方法和子结构模态综合法建立发射动力学刚柔耦合数学模型。利用动力学仿真软件求解耦合的非线性微分代数方程,获得了弹体初始扰动、质心下沉量、发射导轨动态响应等参数。仿真结果表明:弹体初始扰动符合设计要求,火箭弹质心下沉在指定范围内,可以安全发射。最后通过地面发射试验,对仿真结果进行了验证。
为研究带药缠绕复合壳体承压特性,采用标准试验壳体液压与仿真相结合方法,开展不同药柱特征参数壳体承载特性分析,获得了典型内压状态壳体应变值,建立了壳体结构完整性分析模型。对于试验壳体,较薄绝热层对筒段纤维应变无明显影响;随着药柱模量增加,筒段纤维应力、环向应变、径向位移减少且呈现曲型变化,随着装药肉厚的减少上述特征值增加且呈现指数变化;基于药柱结构特性,结合内弹道参数,可预示壳体性能指导壳体优化与制备。
研究了弹箭产品装配过程中静态电气检测环节和内容的设置。通过对产品的装配流程分析,提出了部件状态、通电筛选前状态、总装状态3个检测环节,并基于检测环节的设置原则,明确了各环节的检测内容,构建了弹箭产品整个装配过程的静态电气检测框架。研究结果能够有效验证弹箭产品的的装配正确性,提高产品的装配质量。
在侧风条件下,由水平速度修正得到的航向容易受到侧滑角的影响。为了保证航向精度收敛,在卡尔曼滤波以及速度修正航向的基础上,利用MEMS陀螺短时间内精度较高以及组合导航系统在转弯过程中航向精度趋于收敛的特性,估计载体侧滑角,再用于补偿航向误差角,同时利用H∞滤波增强了速度航向量测的鲁棒性。在半实物仿真系统中,这种侧滑角估计方法在小于10 m/s侧风条件下,俯仰、滚转角误差小于0.5°,航向角误差小于1.3°。
针对空地导弹对典型装甲目标实战化毁伤评估问题,提出了静动爆关联试验评估方法。在分析空地导弹战斗部对典型目标毁伤等级和静爆测试方法的基础上,综合考虑空地导弹的终点速度、着靶姿态和地形环境等因素,建立战斗部静动爆威力评估模型,评估其对典型目标的实战化毁伤效果。该方法可为其它空地导弹开展实战化毁伤效能试验和评估提供参考。
目前导引头方案或实物竞标过程中缺少建立客观可定量分析性能评估指标体系的方法。文中提出了一种利用层次分析法(AHP)构建导引头性能评估指标体系的方法,以某型激光捷联导引头为分析实例,详细阐述了该方法的分析计算及构建指标体系的过程,利用该方法构建的性能评估指标体系权重分配合理、客观性强,可以指导后续的导引头择优竞标工作。采用该方法可以为多种制导体制的导引头的性能评估建立可定量比较的指标体系。
