利用LS-DYNA数值仿真软件,分析计算整体式MEFP战斗部成形过程及弹丸总体性能变化情况。采用“升降法”改变起爆点密集度和柱壳装药厚度,系统分析不同起爆工况下弹丸对不同厚度柱壳装药的冲击起爆效能变化规律,可得出结论:在一定范围内起爆点等间距设置越密集弹丸总体性能越好,工况3(起爆点数为21)相较工况2(起爆点数为13)中心弹丸速度、周边弹丸速度分别提升5.4%和6.0%;工况3~工况5的弹丸性能具有相近性,中心弹丸均可成功冲击起爆18 mm厚柱壳装药,工况1、工况2中心弹丸仅能成功冲击起爆16 mm厚柱壳装药。整体式MEFP战斗部各弹丸冲击引爆柱壳装药时表现出明显性能差异,主要受柱壳形状和起爆方式等因素影响。
宽带雷达干扰系统对A/D器件提出了较高的要求,针对A/D器件在高采样率条件下分辨率不足的问题,提出了一种基于“多通道+串并流水线”的高速采样技术。该技术利用开关滤波器组将宽带雷达信号在频域分成多路信号,对每一路信号进行串并转换处理,使A/D转换器在低速率条件下允许使用更多的位数,从而降低干扰信号虚假分量以及存储器钟控信号的速率,可以有效提高宽带雷达的干扰效能。
为研究薄膜换能元电爆特性的影响因素,通过对不同桥区结构薄膜换能元进行电热模拟仿真,分析桥区结构的改变对其电爆特性的影响,并进行电爆试验,与仿真结果进行对比,得出结论:倒V形桥区结构的薄膜换能元电爆输出能量高,响应时间短,电爆性能稳定,六边形结构能量利用率比方形桥结构高,曲线形结构的能量利用率最低。
针对遥感图像目标识别过程中存在目标密集、目标遮挡、背景复杂等问题,提出一种改进的YOLOv5算法。首先,对锚框尺寸进行优化,使得到的每个锚框大小尺度更准确,有效提升了目标检测的准确度。其次,增加了卷积注意力机制,更关注感兴趣区域,抑制了无用信息,提高了算法的特征提取能力。最后,通过增加浅层特征图,提取学习目标特征,增加了网络对小目标的识别精度。数据集上验证表明,改进算法相较于YOLOv3、YOLOv4、Faster-RCNN、YOLOv5在识别精度上显著提升,在不同场景下也具有更好的鲁棒性。同时改进算法mAP达到97.0%,相比原始YOLOv5提升了2.2%。
针对战斗部爆炸冲击波信号存在大量噪声干扰,严重影响冲击波超压峰值、正压时间的判读与计算等问题,提出了一种基于完全集合经验模态分解(CEEMDAN)与主成分分析(PCA)联合的冲击波信号降噪方法。该方法首先利用CEEMDAN对原始信号进行分解,获得本征模态分量(IMF)和剩余分量;再通过PCA对分解所得的IMF分量矩阵进行降维,转化为完全正交的主成分矩阵并进行重构形成新的正交信号,抑制模态混叠现象,对新的正交信号进行CEEMDAN分解与重构,获得降噪后的信号。通过与贝塞尔低通滤波及CEEMDAN降噪法的对比模型实验和实测数据分析表明,CEEMDAN-PCA联合降噪法能有效去除信号中的高频噪声,保留低频有效信息,获得更准确的峰值和正压时间。
为获得典型毁伤元对半油和满油油箱等效靶的引燃阈值速度,开展典型破片引燃油箱等效靶的实验和数值模拟研究,获得了油箱等效靶的引燃判据。采用数值模拟方法开展了A g长方体破片以0°攻角和90°攻角、3 g立方体破片、8 g立方体破片在不同着角时冲击油箱等效靶过程仿真,获得了破片在不同着角时对半油和满油油箱等效靶的引燃阈值速度,建立了典型破片对油箱等效靶的引燃阈值速度计算式。结果表明,半油和满油油箱等效靶的最大冲击压力分别为1.56 GPa和1.63 GPa,且燃油蒸汽-空气可燃性混合气体温度分别为609 K和645 K时,油箱等效靶可被引燃;随着着角减小,破片质量增大,油箱等效靶引燃速度阈值降低,而半油油箱等效靶的引燃阈值速度较满油状态的更低。
研究不同起爆方式下战斗部破片速度、飞散角度是评估战斗部三维能量场分布特性的基础。概括了单点和两点偏心起爆方式下破片径向速度分布计算模型,其中单点偏心起爆径向速度可通过添加修正变量函数、引入能量分配点、爆轰冲量作用理论推导3种方式获得,两点偏心起爆径向速度主要基于爆轰碰撞马赫波理论求得;归纳总结了考虑两端稀疏波效应的轴向破片速度分布计算模型,包括基于试验结果的装填比函数修正和Gurney方程函数修正;分析对比表明轴线点起爆方式下破片飞散偏转角采用以Randers-Pehrson为代表提出的模型是比较准确的,因为其考虑了轴向速度差异性以及特征加速时间这一表征破片加速历程的参数;指出建立偏心起爆方式下轴向破片速度和飞散偏转角计算模型是未来重点发展方向,其对于定向战斗部设计、毁伤威力评估及引战匹配性研究具有重要意义。
单站无源定位技术利用目标辐射的信号进行目标位置测量,具有隐蔽性好、抗干扰能力强等优点,有较高的研究价值。以某侦测平台红外导引头为研究背景,建立平台与目标之间的状态模型和测量模型方程,研究基于卡尔曼滤波算法的位置预估技术,引入导引头测角误差、平台定位误差、系统状态误差等系统误差量,分析了剩余误差的收敛时间,侦测平台定位精度、飞行速度、测角精度、目标距离等对目标位置预估剩余误差的影响。仿真结果表明通过不断优化系统参数和模型,卡尔曼滤波算法计算精度高,可以较好的抑制发散及误差的不利影响。
为提升头部进气固体火箭超燃冲压发动机的燃烧性能,采用数值模拟方法研究了富燃燃气喷孔结构形式对发动机燃烧性能的影响。研究结果表明相比传统的圆形截面喷孔结构,采用椭圆截面喷孔结构条件下富燃燃气与空气的掺混更加充分,化学反应速率更高,具有更高的推力及比冲增益。随着椭圆截面喷孔长半轴与短半轴比值的增大,补燃室燃烧性能更加优异,建议工程上采用椭圆截面喷孔。
针对炮射共轴双旋翼飞行器在过渡转换过程中飞行减速和姿态调整控制问题,提出了一种快速部署过渡转换控制方法。利用牛顿-欧拉方程建立共轴双旋翼飞行器过渡转换控制模型,结合共轴双旋翼飞行器与降落伞工作原理,研究过渡转换过程减速和姿态调整控制方案策略。采用自适应反步控制算法设计飞行器过渡转换内环和外环控制器,以力和力矩作为控制输入控制转换过程中的位置、速度和姿态状态,对飞行器过渡转换过程进行了仿真计算。通过对弹道轨迹、位置和姿态仿真分析,验证了共轴双旋翼飞行器与降落伞的伞机转换模型准确性。结果表明:当弹丸到达高点开始抛散,5.3 s后打开减速降落伞,在减速降落伞和旋翼操纵机构的联合作用下,通过伞机转换控制算法,使姿态角和速度快速的调整,大幅地提高部署速度。
为了合理提出EFP战斗部穿甲威力的技术指标,首先通过对国内外典型主战坦克结构尺寸和顶部装甲特性进行分析,建立以功能和装甲厚度划分区域的主战坦克顶部毁伤区域模型,然后采用蒙特卡洛法模拟末敏弹射击过程,统计末敏弹命中目标各区域的概率,最后分析EFP战斗部穿甲威力对末敏弹作战效能的影响。结果表明,EFP穿深在80~130 mm变化时,对末敏弹作战效能影响较小。
针对弹上电气系统大基数时序台阶量基数大、台阶参数多、人工判读效率低的问题,提出了时序差分矩阵判别和台阶幅值映射两步判读方法。首先利用时序差分矩阵判别法对时序台阶量进行识别并标记;然后通过台阶幅值映射方法,将时序差分矩阵识别到的大基数台阶量按照指令库自动进行正确性判读,并将判读结果按照映射规则转换到对应的映射域,消除时序台阶量基数大对判读的影响;最后对该方法进行试验验证。结果表明,所提的判读方法可高效、准确实现大基数时序台阶量的自动判读,与传统人工判读相比,判读效率大幅提高。
以某储运发射箱为研究对象,为降低其空投着陆过程火箭弹冲击过载、避免推进剂损伤,确定了适用于发射箱空投的排气型气囊缓冲方式,并进行气囊参数设计与改进,研究其不同着陆姿态下的缓冲效果。基于气囊有限元算法(CV法)和空投过程基本假设建立含气囊缓冲空投系统有限元模型。分析其在不同着陆姿态下系统安全性,通过与无缓冲计算结果对比,进行缓冲效果评估。计算结果表明,采用气囊缓冲后,火箭弹最大过载下降87%左右,缓冲气囊能量效率满足设计要求,经推进剂裂纹计算,未出现裂纹扩展现象,缓冲效果明显。
为指导破冰弹设计,对制式弹药侵彻毁伤冰体的过程进行研究,进行弹体侵彻毁伤试验,采用有限元分析方法建立数值计算模型。试验结果表明有限尺寸的冰体在受到冲击后,会发生剧烈的冰体爆炸。主要研究5.8 mm制式弹药在着靶速度为840 m/s、743 m/s、657 m/s、581 m/s时对目标的终点效应,模拟弹体对冰体的侵彻过程,获得在不同着靶速度以及改变冰体厚度情况下,弹体披甲破坏、弹体速度损失比以及剩余冰体质量的变化情况。模拟结果表明,着靶速度为弹体侵彻过程中偏转失稳的主要原因,弹体着靶速度越大、运动路径越长,披甲破坏程度越严重;侵彻不同厚度冰体时,侵彻初期两者侵彻过程相似,随着弹体着靶速度增大,速度损失比均呈现减小趋势,剩余冰体质量呈现不同波动变化。
复杂电磁环境下卫星导航信号接收易受到严重干扰,抗干扰算法优化研究具有重要的应用价值。文中基于极化空时/空频多维域联合抗干扰技术,通过建立人机交互、信号生成、天线阵列接收、抗干扰算法和性能评估等5个模块,设计和开发了抗干扰算法仿真平台,并对空时和极化空时抗干扰算法的空间自由度、输出信干噪比、抗干扰前后频谱图和捕获结果进行了仿真分析,验证了平台对性能评估的有效性。仿真平台功能完善、配置灵活,显著提高了抗干扰研究的效率,为抗干扰算法优化提供了技术支撑。
为研究某型大长径比单室双推固体火箭发动机出现压力/推力振荡的原因,应用大涡模拟和声腔频率数值分析方法,对其涡-声特征场进行数值计算,获得相应声频率、涡脱落频率和压力振荡响应频率,并与试验进行对比分析。结果显示,该发动机发生了声不稳定燃烧,引起其振荡的主要原因为涡声耦合问题,通过改进装药形面后向台阶旋涡输运距离和推进剂燃速,调整涡脱落频率,使其远离声频率,从而消除涡声耦合导致的压力/推力振荡现象,发动机热试试验证明预判方法准确可靠,且改进方案有效消除了发动机压力/推力振荡现象。
为了优化不同起爆方式下产生的爆轰波对定向战斗部毁伤效能的影响。利用LS_DYNA有限元仿真软件,模拟研究了在不同起爆方式下战斗部爆轰波压力场的分布规律和破片的飞散规律。仿真结果表明:随着起爆线夹角的增大,定向区域范围逐渐减小;随着起爆线的增加,定向区破片速度增大,定向区域范围基本无变化。起爆线夹角大于60°时,可以采用等距起爆的方式改善稀疏波的影响和增大定向区域破片的速度;起爆线夹角选取30°~60°范围,更有利于发挥战斗部的毁伤效应。
为解决目标跟踪任务中所面临的长时遮挡、尺度变化、视场抖动、强实时性需求等关键难点问题,基于相关滤波框架提出了一种多尺度下特征自适应更新的目标跟踪算法,使用多尺度特征对目标进行搜索,自适应更新模板特征实现对遮挡、视场抖动等场景下的目标稳定跟踪。同时在嵌入式GPU上进行算法加速,在保证跟踪精度的同时大幅提升跟踪速度,实现在嵌入式设备上的实时跟踪。最后在OTB数据集及自采视频上进行了测试,结果表明改进后的算法在目标遮挡、尺度变化、视场抖动等场景下均有良好的鲁棒性,同时在嵌入式设备上达到50 帧/s的跟踪速度,满足了目标跟踪任务在嵌入式设备中实现时高复杂度、强实时的需求。
基于磁偏角和磁倾角的定义,提出了一种不用提前标定磁传感器,直接利用磁传感器输出值计算磁倾角、磁偏角的方法,推导了计算过程并结合选定的试验区域,将计算的磁倾角、磁偏角与传统地磁场模型计算得到的磁倾角、磁偏角进行了对比。结果表明,该方法原理清晰,在磁场异常区域,精度优于传统方法。
为了探究球缺曲率半径、装药长径比、壳体厚度对球缺排列的轴向聚焦式预制破片战斗部破片平均飞散角的影响规律,运用LS-DYNA软件对聚焦式破片战斗部的成型过程进行数值模拟。结果表明:破片平均飞散角随着球缺曲率的增大,先减小后增大;随着壳体厚度的增大,先减少后基本趋于稳定;随着装药长径比的增大,先减小后增大。以破片平均飞散角作为考察指标,利用正交设计的方法,对影响破片平均飞散角因素的主次关系进行了分析。结果表明:球缺曲率半径影响最大,壳体厚度次之,装药长径比影响最小,并得到了3种因素水平的最优组合。
为进一步提高巡飞弹集群区域封控效能,以圆形区域作为目标区域模型,对基本蚁群算法及传统“Z”字形覆盖搜索算法进行改进。在蚁群算法的基础上采用增加一个自适应信息素增量因子,根据迭代次数的增加自适应调整信息素增量因子的大小,并在传统“Z”字形覆盖搜索算法的基础上提出了一种改进“Z”字形搜索策略,通过改进巡飞弹转弯时机和路径,使搜索相同区域所需时间减少,相同时间可搜索更大封控区域。仿真表明,改进蚁群算法在提高收敛速度的同时,能避免陷入局部最优,缩短路径长度,改进的“Z”字形封锁策略能有效减少封锁时间。
针对某固体火箭发动机喷管,采用商用CFD软件二次开发功能编写传热烧蚀计算程序,建立喷管扩张段传热烧蚀计算方法,开展了喷管流-固-热耦合数值计算研究,得到了不同时刻喷管扩张段密度、比热容、导热系数及静温变化情况,预估了喷管扩张段体积烧蚀、表面烧蚀及外壁温度随时间变化规律,并与试验结果进行了对比分析。结果表明:碳/酚醛扩张段上的表面烧蚀主要集中在靠近喉衬的左半区,并且主要由发动机一级高压工作段引起;扩张段体积烧蚀质量损失率在发动机初始工作时最大,随后逐渐减小。
