为分析双旋弹运动稳定性,对双旋弹非线性角运动特性进行研究,建立了双旋弹复攻角运动方程,在振幅平面上分析了可能存在的平衡状态,给出了双旋弹在气动非线性条件下产生稳定圆锥运动的必要条件。给出了双旋弹动态失稳的边界条件,确定了在临界点处角运动产生的分岔现象,通过对约化方程的分析,得到了平衡状态在分岔点附近的运动特性。结果表明,三次方静力矩会导致双旋弹产生不衰减的圆锥运动,头部侧向力会引起双旋弹动态失稳。
为深入分析喷嘴结构对某防暴喷射管内流场的影响,采用动网格技术对其冲击挤压过程进行了大涡模拟。结果表明:管内流动能量损失主要是由喷嘴结构突变和压强差引起的涡流损失;锥直形喷嘴收缩角越小,涡流损失越小,出口平均速度越快,能量利用率越高;在喷嘴总长度和入口收缩段长度不变的条件下,等变速喷嘴能量损耗最低,速度和压强分布最均匀、出口平均速度最高,性能最优。所得结论对喷嘴结构优化具有一定的指导意义。
随着通信系统电磁环境的日益复杂,确保数字信号调制方式识别的有效性和准确性尤为重要。针对数字信号的特点,引入分数阶傅里叶变换(FRFT)提取修正分数域瞬时幅度参数RMAX进行幅度信号的识别,引入FRFT提取修正分数域四阶累积量比值进行频率信号的识别及类内信号的识别,完成分数域数字信号的调制方式识别。仿真结果表明,该方法可在低信噪比下有效识别调制方式,具有较好的识别准确性,可为工程实践提供理论借鉴。
为提升GNSS全星座下的定位性能,需要研究GPS、GLONASS、BDS和GALILEO多系统星座融合的性能。采用全球经纬度5°×2.5°分辨率进行空间采样,对不同高度角和多星座组合系统进行评估,包括可见卫星数、PDOP值以及PDOP可用性等性能指标。结果表明,单BDS系统在10°截止高度角下PDOP可用性达到98.6%以上,双系统在30°截止高度角下可用性达到95%以上,四系统在40°截止高度角下PDOP可用性达到100%,双系统和四系统融合能显著提高系统的可用性。
小型飞行器的气动参数不确定,难以建立精确的数学模型,且具有强非线性,因此,提出了一种基于扩张状态观测器的增量动态逆控制方法,并基于此设计小型飞行器的姿态控制器。该方法引入角加速度信息,使得控制量的解算不依赖完整的精确模型,并通过扩张状态观测器估计角加速度信息。仿真表明基于扩张状态观测器的增量动态逆控制方法能够实现对小型飞行器的姿态控制,并且具有良好的鲁棒性。
为了研究不同分层厚度靶板的抗侵彻特性,利用LS-DYNA软件对长杆弹侵彻多层靶板的过程进行了数值模拟,得到了长杆弹侵彻不同分层厚度(靶板厚度T与杆弹直径D之比,厚径比T/D)靶板的侵彻深度,并进行了平头弹侵彻半无限靶板的仿真与试验研究,验证了仿真材料参数的准确性,研究结果表明:当杆弹速度V≤1 000 m/s时,侵彻深度最小的靶板分层厚径比为6,当杆弹的速度在1 000 m/s<V≤1 600 m/s时,抗侵彻性能最好的靶板分层厚径比是5。
针对某型续航发动机在高海拔地区试验中出现的推力不足问题,分析其设计中存在的缺陷,发现问题在于:喷管出口静压与环境气压压差匹配特性随着海拔的增高发生剧变,从而造成燃气流场的改变。通过数字仿真及模拟试验验证该观点的正确性。提出通过调整续航发动机喷管的扩张比的方法,改善发动机喷口静压与高原大气压的压差,从而保证续航发动机的高原性能。经试验验证,该方案简单易行,具有工程应用性。
文中研究一种利用1 280×1 024像素的非制冷探测器接收目标红外辐射能量,前端匹配红外变焦光学系统,便携式发射装置的非制冷红外热像仪;其变倍组和补偿组分别固定在丝杠上,由步进电机驱动丝杠导轨式移动改变两者的位置实现连续变焦;与上位机用串口通讯设置亮度、对比度、极性、校正等图像的参数,用CameraLink方式输出数字视频信号,整机采用镂空结构支架固定;样机成像清晰、参数可调,满足要求,适于便携式发射装置应用。
采用传统欧拉角的方式描述导弹运动时,垂直发射导弹会存在奇异点的情况。基于四元数建立了垂直发射导弹的空间运动数学模型,实现了导弹发射后俯仰、偏航、滚转三通道控制器设计,并对不同的转弯策略进行了研究。最后采用先转后滚策略进行了弹道仿真,验证了建模和控制器设计的正确性,可适用于垂直发射导弹的设计与研究。
为研究弹壁开孔对反推发动机推力性能的影响规律,文中对反推发动机内流场进行了数值仿真分析,获取并对比了不同弹壁开孔条件下反推发动机的推力性能。对比分析结果表明,当喷管出口面与弹壁内侧齐平时,弹壁直开孔会大幅降低反推发动机推力性能,在弹壁直开孔远端增加倒角可以有效减小反推发动机的推力性能损失;弹壁斜开孔可以提高反推发动机的推力性能。
提出了一种采用方向舵和前轮联合作用的无人机地面滑跑纠偏控制方案,建立了包括起落架压缩特性和轮胎侧偏特性的无人机地面滑跑模型。针对不同速度下无人机运动特性的不同,并且考虑到纠偏过程平稳的要求,设计了一种变参数串级控制方案。仿真结果表明,所建模型合理可用,L1滑跑纠偏控制方法在指令跟随方面与传统PID方法性能一致,在抗干扰方面比传统PID方法性能优越。
航空装备飞行试验是复杂的系统工程,实施过程中的项目管理一直是个难题。传统做法中,一般采用基于试验科目的管理方式制定试验计划、开展项目飞行、评估项目进展、控制试验状态。但随着武器装备的发展,传统管理方法越来越难以适应项目的管控需求。文中提出了一种基于试验点的飞行试验项目精细化管控方法,通过以试验点牵引试验的架次、资源、技术、状态等要素,可以有效提高试验质量和效率,降低试验成本。
针对弹载相机的工作环境和任务特点,对相机曝光时间、增益与图像亮度信息之间的关系进行理论分析,优化基于固定分区的自动曝光控制算法。利用高斯权重将图像亮度和像素位置紧密关联,并通过多亮度阈值设计增强曝光控制适应范围,降低曝光震荡。同时,对图像过曝状态进行模糊划分,确定不同状态下曝光参数的调整范围。试验结果表明,该算法对不同光照环境的适应性较强,收敛速度快,可在5帧内达到合适曝光,非常适用于弹载相机。
某型号侦察车云台伺服系统是复杂的非线性时变系统。为了提高观瞄设备在侦察车作业时的稳定性,克服伺服系统自身存在的非线性问题,将自抗扰控制(ADRC)融入到控制系统中。针对ADRC参数庞杂、整定繁琐的问题,采用改进的自适应遗传算法对ADRC中的重要参数进行在线整定。仿真结果表明:该方法可明显提高车载云台伺服系统的观瞄精度和控制性能,并具有一定的抗干扰能力。
针对卫星通信安全性不高、易被截获、频谱资源紧张的问题,提出一种多层加权类分数阶傅里叶变换(ML-WFRFT)与多输入多输出(MIMO)技术相结合的通信系统。ML-WFRFT提高了信号的抗截获性,MIMO技术提高了频谱利用率,并且对基于高阶累计量(HOC)的识别方法进行改进,通过识别概率定量分析了通信系统的抗截获性能。随着调制阶数的增大,抗截获性能在不断增强,当两个调制阶数分别为0.7,0.8,信噪比在[0,2]范围时,QPSK信号的正确识别概率小于0.06。
为更好的开展空空导弹近炸引信探测场倾角设计,提出了一种适用于实体目标的新方法。该方法综合考虑战斗部破片动态飞散特性、引信信号积累过程、启动部位与理想命中部位不完全重合现象,并将系统惯性延时、引信与战斗部间距等考虑在内,以给定条件下探测场倾角最小值作为最终设计结果。通过某型巡航导弹实例计算,验证了算法的正确性和可行性。
针对冲击波存储测试系统时基统一性差,不能有效统一冲击波传播时间基准问题,研究一种基于光纤和卫星授时的冲击波超压存储测试系统。该测试系统采用光纤断线触发方式为多台测试系统提供统一触发信号,通过卫星授时模块实现对各个测试节点精确授时,实现多台冲击波超压测试系统的时基统一。试验表明该测试系统响应时间快,时间精度高,可以完成在统一时基下爆点时刻和冲击波来临时刻的准确测取。
针对空间尺寸要求严苛的弹载应用,提出了一种结构简单、易于工程化实现的新颖小型化二维波导旋转关节。采用窄边大比例压缩矩形波导,对常用的多种模式变换结构进行设计和仿真验证,最终提出了一种新的模式变换结构,该结构在矩形波导到圆波导模式变换块的结构基础上增加了短路面结构。通过Ansoft HFSS软件设计、仿真验证,结果表明:该结构在保证旋转关节小型化的前提下,在较宽频带范围内电压驻波比VSWR≤1.2,插入损耗S12≤0.17 dB。
为了对直升机多传感器协同管理效能进行准确、客观评估,提出一种采用模糊神经网络推理的评估方法。在分析多传感器协同管理效能评估因素基础上建立了效能评估指标体系,并以评估指标作为模糊神经网络输入,效能评估值为输出。对模糊神经网络进行自适应训练后,获取了各指标隶属度函数。算例验证表明,该方法能够实现多传感器协同管理效能有效评估。对进一步提升直升机多传感器协同管理技术提升具有一定的参考价值。
针对某型直升机载导弹方案设计阶段续航发动机点火时间的确定问题,搭建优化模型,考虑弹体稳定性及飞行时间约束,对其续航发动机点火时间进行优化,使导弹进入末制导段时可用机动过载最大。优化结果表明,Hooke-Jeeves、ASA两种优化算法得到的结果基本一致,在保证导弹稳定性及飞行时间约束下,将续航发动机点火时间优化至30.1 s左右,使导弹进入末制导时速度增大4.3%,增大了导弹末端的机动过载。
针对外场飞行试验需求,设计并研制了一种指挥控制系统在环的无人机综合仿真系统。通过分析机载传感器硬件接口,构建了仿真平台硬件框架并完成了设备选型。基于相关试验数据,构建了考虑地面滑行的无人机非线性数学模型,并在Simulink Real-Time环境下开发了实时仿真模型和仿真软件。针对某次飞行任务进行了仿真试验,结果表明,该系统不仅能进行常规流程和风干扰环境下的飞行仿真,还可以针对具体任务对操纵手进行模拟训练。
为对谐波雷达引信提供天线实现方案,解决收发天线谐波频率跨越较大的问题,设计了一种收发为三次谐波关系的共口径引信天线,在空载武器系统受限的安装空间下,实现了X波段及Ka波段的前端近距探测。同时设计加工了一种嵌入式频率选择表面谐波双频窄带引信天线罩,经计算测试,天线罩实现了谐波频率窄带窗口选择,为谐波雷达体制引信抗强有源干扰提供了一种新的技术形式。
针对发电机运行时发热较大且影响输出功率的问题,从某导弹发射车工程样机设计入手,阐述了该型发电机的概念和功能。通过热设计分析,在工程样机阶段优化并解决了该型发电机发热较大的问题,提高了导弹发射车对战场环境和智能化扩展的适应能力。这种热设计分析方法对该系列发电机在导弹发射车中的应用具有指导意义。
为研究亚音速条件下燃料的动态抛撒特性,通过10 kg级样弹火箭撬动态抛撒试验,获取了270 m/s速度时燃料爆炸抛撒云团的形成过程,分析了亚音速条件下燃料动态抛撒云团形态及尺寸分布的变化规律,并与静态抛撒云团参数进行了对比。结果表明:亚音速条件下,燃料的动态抛撒云团呈现伞形分布,其半径较静态时减小了约15%,厚度较静态时增加了73%。
为研究喷水孔大小数量对燃气-蒸汽弹射冷却水汽化的影响,建立连续注水式弹射装置1/7三维周期模型,采用Mixture多相流模型和汽化模型进行三维非定常数值研究,并通过与试验数据对比验证了数值方法的有效性。结果表明,孔总截面积相同条件下,随着孔数量的增加,冷却水蒸发汽化更迅速,使得进入弹射筒的燃气热量更低,压力更高,混合燃气做功能力更强。研究结果对燃气-蒸汽弹射喷水方案设计有参考价值。
采用有限元软件,建立了某导弹固体火箭发动机模型,进行了发动机主动段(含推进剂)和被动段(不含推进剂)模态计算。计算结果表明发动机被动段模型与试验结果吻合较好,验证了计算方法可信度。对发动机主动段建模采用两种方法,一种方法忽略推进剂刚度,仅将其质量等效到发动机壳体上,另一种方法将推进剂进行实体建模。采用等效质量方法计算的发动机主动段的结果与试验结果误差稍大,采用将推进剂进行实体建模方法计算结果与试验结果一致性较好。
为解决掠飞弹载激光雷达点云数据稀疏的问题,提出一种区分边缘点与非边缘点的分类插值重构算法。通过待插值点邻域点集的高度差对待插值点分类;对边缘点采用改进的最近邻插值算法;对非边缘点采用邻域点集反距离加权插值算法。仿真结果表明新算法能有效保留距离像的边缘信息,为后续距离像的目标分割提供技术支持。
为了解PELE壳体轴向厚度线性变化对其侵彻后破碎、扩孔等性能的影响,利用数值模拟的方法,使用Autodyn软件并结合随机失效和断裂软化算法,从动能相同和速度相同两个角度进行研究。结果表明:变壁厚PELE的破碎和扩孔性能明显优于等壁厚PELE,且随着壁厚变化率的增加,侵彻后壳体破碎形式发生变化,破片形状改变,破片数量增加,有效破片率提高,破片径向速度增大,扩孔能力增强。
为了提高自动调焦算法的实时性,提出一种基于多尺度窗口的分段式自动调焦算法,首先使用小尺寸调焦窗口降低单幅图像清晰度值计算量,快速找到局部聚焦位置,然后以该位置作为二次调焦起点,适当增大调焦窗口范围,再以少量调焦步数完成全局聚焦位置的精确搜索。实验结果表明,该方法在保证成像系统准确聚焦的前提下,可有效降低量化图像清晰度所需的计算量,提升自动调焦的实时性。
基于最优控制理论推导出了一种具有落角约束的最优制导律。为了提高针对机动目标的控制精度和增强制导律的鲁棒性,参考滑模控制理论,设计了基于最优制导律的最优滑模制导律。针对制导律中难以测量的目标机动项,设计有限时间状态观测器对目标机动进行跟踪。仿真结果表明,该制导律能在满足落角约束的基础上,实现对机动目标的跟踪。
