为了解决某固体发动机喷管高温密封问题,对性能优异的柔性石墨材料进行了研究。通过建立喷管处柔性石墨密封垫片的紧固力矩模型,得到了实现可靠密封的最小紧固力矩。同时对柔性石墨垫片的密封特性进行试验研究,验证了理论计算结果的正确性。最后通过发动机热试车和飞行试验验证了柔性石墨垫片在高温高压情况下的密封可靠性,为后续火箭发动机的高温密封设计提供了参考与借鉴。
针对互信息计算量大所导致的匹配算法实时性差问题,提出了一种快速互信息计算方法。利用相邻基准子图之间的相关性,将前一匹配位置基准子图的灰度统计量更新为当前位置的,避免了大量的重复计算。仿真结果表明:与标准互信息测度计算方法相比,在不影响匹配概率和匹配精度的前提下,匹配耗时平均减少20%以上。文中方法可以与灰度压缩、多分辨率分层匹配等方法相结合进一步提高匹配的实时性。
为了研究刻槽式MEFP战斗部结构参数(刻槽深度H、刻槽角度α、壳体厚度δ1、药型罩内径D、装药长度L、罩顶厚度δ2)对战斗部成型子弹丸动能的影响规律,文中结合数值计算所得具有以上不同结构参数的战斗部所生成子弹丸的动能结果,对战斗部进行正交优化分析。研究结果表明:影响成型子弹丸动能的因素按主次关系排列,依次是L、α、δ1、δ2、D、H,并且优化得到了各因素的最优组合。文中所得结果可为刻槽式MEFP战斗部的设计提供参考价值。
针对频率捷变信号成像效果较差的问题,分析了目标运动速度、频率捷变间隔等因素对成像效果的影响。理论分析和仿真结果表明,目标运动所产生的运动速度对成像存在影响,但通过合理的速度补偿,在满足速度补偿精度要求情况下能够提高成像质量。频率捷变信号存在的频点缺失问题是成像效果变差的主要原因。频点缺失会导致合成带宽变小、捷变间隔发生变化,合成后的一维像受栅瓣影响严重,致使成像质量下降。
文中提出一种新的协同拦截制导律。无人战机T发射两枚防御弹同时拦截来袭弹M。对于防御弹DA和T,基于极小值原理,使DA-M视线角速度趋于零,设计最优协同制导律OCGL;对于防御弹DB,基于动态逆约束速度前置角,设计时间协同制导律TCGL,使DB与DA同时命中M。建立拦截间隔和能量代价函数,用文化算法优化DA、DB发射间隔,求最优解。仿真结果表明,OCGL使DA过载需求减小,TCGL使DA、DB同时命中M,极大的增加了拦截力度与毁伤效果。
为了研究C型弹簧对火箭减振的作用,采用有限元方法,建立了包含C型弹簧的火箭有限元模型,对火箭结构的减振进行设计。研究发现在12~285 Hz频率范围内,C型弹簧被动减振结构具有良好的减振效果。进一步讨论了C型弹簧的材料、厚度、宽度以及数量等影响因素在较低频率下对C型弹簧减振效果的影响。在进行C型弹簧设计时,采用具有较小杨氏模量的材料有利于减振,在同等条件下,减小C型弹簧厚度、宽度和数量,对减振有利。
为探究筒式武器在有限空间内发射后喷流场特性,文中采用ANSYS Fluent软件对某型筒式武器后喷流场进行求解,得到了其后喷流场冲击波云图,近、远场压强变化曲线。研究表明: 筒式武器在有限空间内发射后喷流场可分为3个阶段:初始波系形成阶段、冲击波反射阶段以及紊乱阶段;冲击波与壁面碰撞形成的反射波会引起流场压强回升,对炮手点压强峰值影响较大,峰值提高为自由射场的2.5倍,而对近壁点压强峰值的提升较小。
为合理筛选车载双联装发射平台发射环境,需要对前后两发导弹发射过程影响因素进行分析。采用非线性有限元动力学数值计算方法,分析了发动机推力偏心、地面倾斜角度对车载双联装发射平台前后两发弹发射精度和发射平台稳定性的影响规律。研究结果表明,发动机推力偏心在±0.5°内对发射平台的稳定性影响不大;地面倾斜角度对发射平台的稳定性影响较大,应在±2.5°内发射。
针对靶场测试实际情况和靶场现有多种小型测量设备并不具备时间统一功能的问题,依据时间统一装置的主要技术指标要求,着重从卫星授时模块、CPLD内部逻辑控制单元、单片机数据解析、锁时模块及低功耗等5方面设计了一种小型、低功耗的靶场时间统一装置,确保了靶场分布式测试中各参试设备的时间统一和测量精度。通过高精度计数器对该装置进行锁时误差检验,锁时误差仅为0.5 μs,满足设计指标要求。
针对陆用捷联惯导装备动态对准缺少完备的测试方法,根据里程计辅助动态粗对准原理,分析捷联惯性导航系统(strapdown initial navigation system, SINS)动态粗对准精度受载体机动的影响。通过姿态矩阵分解,将粗对准精度分解为不同坐标转换矩阵失准角大小;利用对准时间短及坐标转换矩阵正交性的特点简化问题,推导得出失准角与载体机动方式的关系。仿真结果与理论推导相一致:粗对准精度随载体水平角速度及俯仰角速度增大而减小,而与载体直线运动及滚转角运动基本无关。
针对试验过程中预控破片出现轴向粘连的情况,利用数值模拟和正交优化相结合的方法,对周向刻槽参数进行优化分析,得到周向槽参数设置的较优方案。并对比轴向、周向槽参数一致时有效破片的生成情况。仿真与试验结果表明:刻槽参数一致时,有效破片生成率降低16.67%,质量损失率增加14.45%。单独优化周向刻槽参数可有效解决破片轴向粘连问题。
为满足对平流层内多点同时进行气象探测的需求,开展了可分序释放6枚探空仪的火箭技术方案设计。通过建立火箭飞行六自由度弹道模型,在综合分析探空仪释放各种约束因素的基础上,计算获取了不同发射仰角下关键弹道点参数,表明在现有总体参数条件下以83°发射仰角规划标准弹道,可满足探空仪释放点高度、姿态及动压等要求,具备工程应用的条件。
在固体火箭发动机中,包覆层厚度都会影响其装药量,从而影响其工作性能。文中设计了固体火箭发动机内型面检测系统,首先对采集到的固体火箭发动机内型面的位移值进行D-H建模得到内型面的三维点云数据,其次采用基于固体火箭发动机设计半径R的均值滤波方法实现点云数据的精简,最后采用Delaunay三角剖分曲面重建并着色。实现了对磨损和需要打磨区域的标记,实用性强。
为了去除激光雷达实测点云数据中的噪声,提出了一种基于梯度分割的加权滤波算法。计算每点的梯度值并依据预先建立的阈值标准将实测点云数据分割;分割时剔除散粒噪声点;再用与每点属于同簇的邻域点集及其自身加权均值的结果对每点估值。实验结果表明:与现有的一维滤波算法相比,此算法既去除散粒噪声点和平滑高斯白噪声,也有效保留了目标细节信息,便于后续目标识别。
为了加深对国外先进武器的认识,紧跟国外空空导弹的发展趋势,文中依据美国洛马公司公布一款定位为小型先进能力导弹的“库达”空空导弹基本信息与外形,首先估算了其气动性能、发动机性能、导引头参数,结合弹道仿真,分析了其总体性能,其次对其直接力控制能力进行分析与评估,最后总结了“库达”可能的应用场景与使用方式,对我国空空导弹的研制具有一定的参考意义。
为解决PD引信对悬停直升机的探测问题,文中根据典型防空导弹PD引信和直升机旋翼运动特点,推导并建立了PD引信的悬停直升机旋翼回波数学模型,结合短时傅里叶时频域分析技术对仿真结果进行分析,得到了悬停直升机旋翼的时频特性。对比外场试验数据,仿真数据与试验数据相一致,理论模型得到验证,为后期的引信对直升机的启动特性研究奠定基础。
当前导航系统严重依赖GNSS信号,导致武器系统在拒止环境下无法工作,视觉导航是一种新型的可以替代GNSS的导航方法。通过分析视觉导航的实现方式以及不同传感器方案的适用场景,得出单目视觉SLAM方法适合在野外作战环境提供导航信息的结论。针对单目SLAM算法,分别综述基于滤波器与基于最优化两类算法的研究现状。介绍视觉惯性组合导航的优势与研究发展现状,最后指出视觉组合导航是导航算法完善化、智能化的前进方向。
为提升无源定位装备使用精度,推动其在武器引导方面的应用,开展单机无源定位飞行方法仿真研究。通过数学建模与仿真软件,从基线长度、法线倾角、目标距离、定位张角等不同方面开展分析,逐项研究各因素对定位精度的影响。仿真结果表明,定位精度与基线长度、定位张角成正比,与法线倾角、目标距离成反比。此项研究可用于优化飞行路径,提升单机无源定位精度,对无源定位的发展及在军事方面应用起到促进作用。
针对无人机(unmanned aerial vehicle, UAV)的无线传感网络(wireless sensor networks, WSNs),提出基于旋转角度多址接入的数据收集(rotational angle division multiple access-based data collecting, RADM-DC)算法,旨在降低数据传输时延和网络能耗。RADM-DC算法采用旋转天线,通过多个虚拟扇形动态覆盖整个区域。并限定每个扇形内的节点数,进而降低节点传输数据碰撞概率。同时,依据信道条件调整节点传输功率,降低节点能耗。仿真结果表明,提出的RADM-DC算法缩短了数据传输时间,降低了节点能耗。
提升火箭弹的射程最直接的方法是通过增大助推发动机口径,增加装药,这种方法会导致成本大幅增加,从而限制火箭弹战术运用范围;另一种方法是通过弹翼增加升力来增加射程,但增程效果有限,且会增加结构设计难度。文中提出了一种分离式火箭弹增程技术方案,并通过对比不同攻角条件下的升阻比及最大射程情况,得出了在相同助推发动机助推条件下分离式火箭弹方案能大幅增程的结论,为分离式火箭弹的增程设计提供依据。
为提高舰炮射击诸元解算效率,基于万有引力搜索算法(GSA)提出了一种新型诸元解算方法。首先,建立了弹丸六自由度外弹道模型,采用弦截法对解命中问题进行求解。其次,将诸元解算转化为二维优化问题,利用弹道刚性原理预估初始射角,并在其附近初始化种群,以质量最大粒子作为最优解,即所求射角。仿真结果表明,与现行基于二分法的解算方法相比,该算法在保证弹道解算精度的同时,有效缩短了弹道解算时间,具有更好的实时性。
针对光纤敏感环本征频率测试过程复杂且结果精度较低的问题,设计了一种基于MCU+FPGA的检测系统。首先概述了系统构成;然后详细介绍了硬件设计,包括光路设计和电路设计;接着论述了软件设计思想和实现方法,包括时序控制、信号调制、信号解调和数据解析,给出了软件流程图。最后用该检测系统对光纤敏感环进行测试,输出精度为62 Hz,优于已有测试方案,表明光纤敏感环本征频率检测仪硬件和软件设计合理有效。
58SiMn钢是现有杀爆弹的弹体材料,利用材料试验机(MTS)和霍普金森拉杆(SHTB)对58SiMn钢进行准静态和动态拉伸试验,获得了不同应变率下拉伸应力-应变曲线,利用扫描电镜(SEM)观察了试样的断口形貌,分析了断裂失效模式。试验结果表明,58SiMn钢在准静态情况下,应力-应变曲线未出现屈服现象,应变硬化段呈双线性;在高应变率下出现屈服现象,应变硬化段呈线性;随着加载应变率的提高,58SiMn钢的屈服强度、抗拉强度随之增大,具有应变率效应;拉伸试样断口形貌SEM结果表明,断口形貌出现了解理台阶、微孔和撕裂棱的特征,为准解理断裂,且断裂模式与加载应变率无关。
针对机载雷达探测精度评估过程中数据精度不高、组织实施不便等情况,提出了一种基于惯卫组合导航数据的雷达探测误差测算方法,首先利用坐标系转换将组合导航数据和雷达探测数据统一至同一坐标系下,然后进行统一时空基准下的误差对比分析,最后在误差分析的基础上,探究速度、高度等因素对雷达探测误差的影响规律。半实物仿真数据表明,文中所提的方法可利用日常训练数据对雷达探测效能进行综合分析,可操作性强,具有一定的参考意义和实用价值。
针对临近空间无动力攻击器弹道优化设计问题,设计了弹道方案,并将弹道优化问题转化为有约束的非线性规划问题。结合弹道模型,采用基于均匀设计和偏最小二乘回归的响应面法,构造了目标函数和约束条件的响应面,以基于惩罚函数的遗传算法为优化算法,求得了优化解。结果表明,与优化前相比,弹道前段更为平缓,达到了节能、稳定飞行、滑翔增程的目的;弹道后段更为陡峭,使得攻击器具有更好的突防和目标毁伤能力。
由于电机负载特性以及其他非线性因素影响,传统PID控制很难获得满意的效果,为此提出了一种基于神经网络的电机控制算法。通过机器学习训练神经网络,使神经网络模型获得一定的自适应能力,采用梯度下降反向传播算法获得电机最优控制参数。仿真和实验结果表明:神经网络电机控制算法能够有效抑制超调,缩短调整时间,提高系统响应速度,克服被控对象的不确定性以及随机扰动的影响,控制效果明显提升。
为提高固体标准发动机试验数据处理的可靠性与效率,提出了一种燃烧时间的自动算法。该算法在曲率最大算法的基础上依托实际压强-时间曲线来确定标准Ф127 mm发动机燃烧时间。相比原有的双切线法,在参数设置不变的情况下,处理结果数据唯一,不受人为因素影响。在对该算法优化改进之后,与双切线法结果的平均时间差在5 ms之内,可在标准发动机实际数据处理中应用。
为研究影响喷管喉衬烧蚀的各因素,对固体火箭发动机做出更为精确的性能预示,进行了不同压强和不同推进剂铝含量下的C/C复合材料喉衬烧蚀试验。结果表明,喷管喉衬的烧蚀情况与燃烧室压强正相关,与推进剂中铝含量负相关。前者是由于增大燃烧室压强在提高热流密度的同时又会减弱固相的沉积;后者则是因为氧化铝会在喉衬沉积,进而影响热化学烧蚀情况。
火箭武器复杂度和可靠性之间的矛盾日益突出,为有效提高火箭武器的可靠性,需要深化对火箭武器故障及其规律的认识。在建立了某型火箭武器历史故障数据库的基础上,分别统计分析了故障的时间特性、分布情况和严酷度,分析总结了故障的原因及机理,给出了故障分类方法,为火箭武器的维护保养、优化设计和故障预测等与提高可靠性有关的工程实践提供参考。
为提升机载星敏感器白天对天空背景及机载动态的适应性,提出了一种提升机载星敏感器白天测星稳定性的方法。该方法首先利用基于高速倾斜反射镜的微机械稳像系统稳定星图,然后通过多帧星图迭代提升测星信噪比,进而提升机载星敏感器白天测星稳定性。试验结果表明,使用该方法可以将星敏感器测星稳定性提升约4倍。该方法已在机载星敏感器的工程样机中得到应用并取得良好效果。
