针对高速飞行器飞行参数强时变、模型不确定性大等问题,设计了一种基于特征模型的在线姿态控制方法。首先,对输入空间进行模糊划分,通过聚类分析得到多个局部空间,在各子空间分别辨识其相应的特征模型后获得飞行器的在线控制模型;然后,以此模型设计滑模变结构控制器;最后,仿真结果表明该方法能较理想的实现在线自适应控制,保证系统具有良好的鲁...
由于采样电路延迟、陀螺频率特性等原因,使得惯性测量组件中三轴陀螺输出呈现不同步的现象。文中从姿态解算方程出发,分析推导了当载体两个轴向存在不同输入相角的正弦晃动时,时间不同步误差对姿态解算影响大小,指出当输入相角分别为正交和同相时,影响达到最小和最大。分析了0~100 Hz振动环境下,陀螺时间不同步误差的影响特性,并对惯性测量组件...
伸缩翼无人机能满足多种飞行任务需求,但当变形时,气动力与力矩过渡过程变化剧烈,需要一种鲁棒性较强的控制器来满足控制要求。文中采用LQG控制方法,能有效解决伸缩翼变形无人机的控制问题。文中首先对无人机仿射非线性模型进行线性化处理,随后针对线性化模型设计了LQG控制器,最后针对机翼伸缩过程策略伸缩翼非线性模型进行仿真,明确了LQG控制器...
针对技术成熟度在我国的应用尚不成熟,指标权重难以合理确定的问题,结合战术导弹的系统组成结构建立了战术导弹技术成熟度评价指标体系,并提出了一种基于高维云模型的技术成熟度评价方法,构建了用于4~9级评价的高维云模型,通过仿真得到总体技术成熟度等级。某新型战术导弹研制过程中的应用算例验证了该方法的有效性。该方法对开展技术成熟度管理...
针对在杂波环境下,一般的高斯混合粒子PHD出现滤波精度不高、滤波发散的问题,提出了一种基于无迹变换的高斯混合粒子PHD。该算法在高斯混合粒子PHD预测的基础之上,采用无迹变换进行重要性采样,结合观测值对采样粒子进行更新,获得重要性密度函数,然后对PHD进行更新。最后,将该算法与高斯混合粒子PHD进行比较;仿真结果表明,该算法在有效提高高斯混...
研究了一种带有终端角约束的导引方法。推导得到了视线坐标系下目标速度方向与视线转率的关系,建立了基于终端角约束的拦截模型,并进一步设计了基于拦截模型非线性的双环滑模导引率,同时合理选择了滑模趋近率。仿真结果表明了这种导引方法能有效减小攻击角,减小脱靶量,很好的实现顺轨或逆轨拦截的目的。
针对SMC-PHD滤波算法精度不高、计算量大的问题,提出一种自适应的粒子局部概率假设密度滤波算法。该算法首先利用加速度协方差自适应调整波门大小,划分目标区域与杂波区域,然后在各自区域分别进行粒子概率假设密度滤波,以达到提高滤波性能,减少计算量的目的。仿真结果表明,与SMC-PHD算法相比较,本算法提高滤波精度并减少了计算量。
弹载信息系统作为武器系统的核心控制单元,其安全性越来越受重视。文中通过阐述安全性的概念,并以安全性的分类为基础,提出了一种融合了指令保护、提高自检覆盖、量程判别、So C、存储器加扰等手段的安全性保障方法。该方法已经在型号研制过程中得到应用,不仅有效提高弹载信息系统的安全性,同时也提升武器系统的综合作战性能。
实际工程中,低成本导航系统的性能特点决定其不能在全姿态下工作,当空地导弹高空发射打击近程目标时,广义弹道成型中制导律（GTSGL）会导致下滑段弹体俯仰姿态角超出陀螺的测量范围。针对这一问题,文中在GTSGL的基础上通过增加姿态角约束修正项提出了带多约束条件的弹道成型中制导律。仿真表明,所提中制导律在满足中制导末端位置和角度约束的同...
采用传统的静基座初始对准方法,箭载捷联惯导初始对准精度将受制于惯性器件的误差水平,而且若对准过程中受到阵风干扰,则会使对准精度进一步下降。为了实现阵风干扰下高精度初始对准,提出采用双位置初始对准方法,并采用多模型自适应卡尔曼滤波方法实现抗干扰最优状态估计。数学仿真结果证明,双位置初始对准精度明显高于传统的静基座初始对准,并...
采用有限段法构建了考虑弹体弹性的导弹模型,在设置导弹有限段与发射筒刚体接触的条件下,假设流体载荷按周向余弦分布,将横向流对导弹的影响等效简化为各有限段上下端的集中力载荷,对导弹的水下垂直发射过程进行了动力学分析,结果表明,导弹关键截面的受载特性以及姿态特征与试验结果基本一致。这验证了所建模型合理可信,同时也为导弹刚强度设计...
为分析无伞末敏弹稳定翼片对弹体阻力系数的影响,设计了高塔试验对不同尾翼结构参数末敏弹进行研究。文中设计一种＂S＂型尾翼作为无伞末敏弹的减速装置,进行了不同翼片结构尺寸末敏弹的自由飞行试验,得到不同尾翼组合末敏弹的阻力系数,分析了尾翼结构参数对阻力系数的影响。并对试验用弹进行数值仿真分析,结果发现,试验值与仿真值吻合良好。
装备作战效能评估是武器应用的理论基础,文中提出了橡皮碰击弹非致命效能评估方法;分析了橡皮碰击弹的结构设计及使用性能,建立了以非致命为核心的综合效能评价指标体系;采用最优传递矩阵改进层次分析法,结合模糊综合评价法解决了橡皮碰击弹非致命效能评估问题;评价结果与实践应用相符;为该弹的应用提供了理论支撑,也为其他非致命武器评估提供了...
为研究正态散布时火箭子母弹毁伤概率的计算问题,首先用概率分析的方法建立相关射击对目标毁伤概率的计算模型,然后用＂化四个象限积分为一个象限积分＂方法将相关射击火箭子母弹对目标毁伤的全概率表达式转化为在第一象限的积分表达式,并给出了具体计算步骤,最后通过算例结果分析得出火箭子母弹毁伤概率计算时网格划分的大小可取为H=0.4。
为了为某无柄手榴弹总体及其引信设计和运用提供参考,以仿真得到的空气动力特性参数为基础,通过数值求解该无柄手榴弹外弹道质心运动方程,得其外弹道特性。手榴弹在空中飞行时会翻滚,其外形应尽可能设计成球形,质心应位于或靠近阻力中心。最大投掷距离对应的出手角度为42°~45°。手榴弹外弹道与真空弹道差异较大。高原最大投掷距离明显增大,但全...
为了动态的评估导弹在HPM毁伤效应下的截获性能,提出了一种基于弹目相对空间位置截获计数的方法,基于HPM对导引头毁伤效应模型以及导弹全数字飞控仿真系统,通过蒙特卡洛仿真建立了截获性能和HPM功率密度以及弹目相对位置的定量关系。分析及仿真结果表明,新方法易于体现仿真过程的动态性和随机性,便于同一场景下不同实验结果的累积统计,可以合理...
为保证反坦克火箭武器系统的首发命中率,需要为简易火控分配合理的精度指标;文中运用误差分析理论对某反坦克火箭简易火控的各项精度指标进行分析计算,得出各项精度指标对系统首发命中率的综合影响;并通过定量对比分析,提出简易火控精度指标的优化方案。
由于爆炸场的环境特殊,从而使测量的温度比实际要偏低。故研究热通量与温度的关系,通过测量热通量得到更加准确的爆炸场温度。论文从理论上研究分析了热通量与温度之间的关系,通过测试系统对爆炸场的热通量和温度进行了实际测量,并进行了实验分析。最终得出通过测量的热通量换算得到的温度比直接测量得到的温度更能真实地反应爆炸场的爆温。
为分析使用砂弹代替实弹进行立靶密集度试验的可行性,分别在弹丸改装前后进行了特征量测量,应用K-S检验法确定了弹丸改装前后的特征量均服从正态分布。在此基础上,利用独立样本T检验方法分析得到弹丸改装前后存在显著差异的特征量是极转动惯量。并以千米立靶密集度试验为例,通过4D弹道模型仿真计算和实际射击试验验证,证明砂弹的特征量分布特性...
为提高捷联惯导间接解析粗对准抗线干扰能力,分析了常用频域数字预滤波算法对线干扰的改善效果和局限性。在此基础上,设计了一种基于时域内多项式回归思想的无时延抗线干扰算法,并同频域数字预滤波算法仿真比较,验证了算法有效性。仿真结果表明：该算法可有效抵抗对准过程中的不同类型线干扰影响,对突变型线干扰的效果更优,算法简单,无时延,可在...
为进一步探索燃烧室中等离子体助燃的效果,建立圆筒形实验燃烧室模型,利用Fluent软件对等离子体助燃条件下甲烷/空气混合气燃烧过程进行了数值仿真。通过改变当量比、电离度及进口气流速度,计算得燃烧室内温度流场分布。结果表明,等离子体助燃能增大火焰传播速度,提高混合气燃烧温度;非化学恰当比状态下等离子体助燃的燃烧温度下降;富燃时助燃效...
根据平行层燃烧理论,推导了多种药型燃烧面积随燃去肉厚的变化规律。分析了星孔型药柱、车轮型药柱、套管型药柱和短管型药柱的减面性。结果表明,星孔型药柱和车轮型药柱的减面性大,且减面性可调范围大,套管型药柱和短管型药柱的减面性小。减面性较小时,优先选用短管型药柱。星孔型药柱的星角数和车轮型药柱的轮臂数相同时,相同的减面性,星孔型...
针对微小型固体火箭发动机点火过程出现的未点燃、点火延时过长等问题进行了理论与试验研究,得到了微小型固体火箭发动机篓式点火器结构的点火药量计算改进公式。研究结果表明,对于微小型固体火箭发动机,点火效率明显偏低于常规发动机,在应用常规点火药量计算公式时,应考虑效率影响因素;另外,对于相同的点火药量,环状药片式结构优于药粒式结构。
为获得EPDM材料不同应变率下的力学特性,文中利用万能试验机与分离式霍普金森压杆（SHPB）装置完成静态和动态压缩实验,并对动态实验数据进行有效性检验。基于所得不同应变率下的应力应变曲线,发现EPDM是一种率敏感材料,产生相同变形时所对应的应力随应变率的增加而增加,但当达到一定高应变率时,应变率敏感性会减弱;且材料在大应变时会出现硬化...
为了确定点火具点火时间的精度要求,并进一步选择点火具定时技术原理,应用火箭增程弹质点外弹道学理论,解算了火箭增程弹外弹道质心运动微分方程组,得到了射程随火箭增程发动机点火时间和射角变化的规律。火箭增程弹点火具点火时间精度越高,弹丸射程散布就越小,近似呈线性关系。以155 mm口径加榴炮底排-火箭复合增程弹为例,点火具点火时间精度在...
为了提高火箭增程弹射表编拟和弹道仿真的精度,文中利用样条函数与参数微分修正技术构建弹道时变参数整体辨识方法,给出了发动机标准特性参数与非标准特性参数的转换模型,实现了从多普勒雷达径向速度数据获取发动机动态推力。射表编拟实践和仿真验证表明,该方法有效、可行。
为分析小支板后喷射燃料在超燃燃烧室中的流动特性,运用数值模拟的方法研究了小支板对增强乙烯与主流掺混的作用规律。对比分析不同支板构型对燃料掺混的影响,发现支板增强掺混的机制主要在于在支板后方形成流向涡与低压区,前引导面与支板后缘面是影响混合性能差异的主要原因;前引导面面积越大来流产生的激波偏转角越大,支板后方产生涡量值更大...
为了能利用自翻转技术实现导弹越肩发射,文中采用CFD技术研究细长体和舵身组合体的超大攻角气动力特性,采用动网格方法模拟导弹自动翻转掉头过程,分析了导弹自翻转的翻转条件和受力情况,揭示了细长体翻转自稳定现象,得到了舵控对翻转过程的影响,验证了自翻转越肩发射的性能技术指标,仿真结果为采用自翻转技术来实现越肩发射的导弹总体设计和控制...
为准确模拟内装式空射运载火箭箭机分离过程,得到载机扰动对内装式空射运载火箭箭机分离的影响规律,利用混合网格技术完成了空射火箭箭机分离初始状态计算模型的建立,且与传统非结构网格生成的计算模型相比具有较高的计算效率。通过动网格技术研究了载机扰动的情况下箭机分离过程的分离特性,并通过对比,结果表明,载机扰动的影响具有一定的区域性...
为了提高榴弹的射击精度和密集度,设计分层三片式阻力修正机构并验证其可靠性;利用计算流体力学软件对不同弹丸模型进行绕流流场数值模拟,获得其气动力参数;建立基于地面坐标系的质点弹道模型,对弹道修正弹的射程修正能力进行数值计算。结果表明,阻力修正机构能够顺利展开且同步性较好,可以提供51~220 m的有效射程修正能力。研究结果可以为一维...
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