在战争形态、战场环境及毁伤目标不断向信息化、智能化方向演进的背景下,对攻坚破甲导弹技术进行分析和研究变得愈加重要和紧迫。首先阐述了攻坚破甲导弹的概念内涵和新形势下的发展需求,对我国攻坚破甲导弹的发展历程及技术特点进行了研究和分析;通过与美国进行对比,系统性的梳理出我国攻坚破甲导弹的不足之处;在此基础上,结合智能化技术的快速发展和应用,提出智能攻坚破甲导弹的新概念和新技术;最后从顶层设计、基础研究和军民融合角度给出智能攻坚破甲导弹的发展建议。
在支撑分布式协同BTT航弹的研制过程中,航向机动时受协调支路影响滚转出现晃动。针对该问题,利用航向无法阶跃机动的特点,提出圆弧路径规划及与之适应的非线性制导律优化算法,并利用Lyapunov稳定性理论对算法的稳定性进行分析,同时提出适用于集群协同BTT航弹的双椭圆航路安全越界及过点判断策略,最后,半实物仿真验证上述方法的有效性。结果表明航向机动时姿态比较平稳,滚转角抖振幅度降低了一个数量级。
为防止传感器故障影响空空导弹飞行任务达成,针对空空导弹非线性气动力模型参数难以确定的问题,提出了一种基于神经网络的传感器在线故障诊断方法。利用该方法构造了空空导弹加速度传感器的故障诊断器,并以数字仿真平台对常见的加速度传感器故障进行在线故障检测。仿真结果表明,设计的故障诊断器可有效诊断故障并准确估计传感器输出,具有一定工程应用价值。
对不同导流片结构参数下三通道进气驻涡燃烧室的流场分布、燃烧效率及总压损失系数进行数值模拟。结果显示,凹腔内形成理想双涡结构,增强了凹腔与主流的热质掺混,稳定凹腔点火源,大幅度提升燃烧效率。导流片结构参数a/E对燃烧效率、总压损失系数的影响最大,b/H、c/L对燃烧效率几乎没有影响,c/L对总压损失系数影响较大;当a/E=0.5,b/H=0.5及c/L=0.5时,燃烧室性能最佳,燃烧效率99.669 8%,总压损失系数3.126 8%。
由于服役环境变化剧烈和影响因素复杂,火箭炮状态变化具有非平稳、非线性的特点,为更准确对其进行预测,提出将模糊综合评判法和NARX神经网络相结合的方法,以某型火箭炮发火回路为例进行状态预测实验。结果表明,经过对影响因素进行模糊综合评分,NARX神经网络的规模减小且收敛速度提高,对火箭炮状态变化趋势的预测也更加精确。
针对小样本条件下雷达辐射源个体识别率不高问题,提出了一种基于图像增强技术以及生成对抗网络(GAN)的雷达辐射源个体识别性能的算法,并对真实采集信号开展了算法性能验证与比较实验。实验结果表明:加入图像特征增强方法后,识别性能有明显提高,直方图均衡化特征增强法性能最优,识别率较改进前平均提高了9 dB。加入增强条件对抗生成网络(SCGAN)后,算法在小样本条件下的识别性能平均提升15 dB,所需样本数量减少了75%。
根据四轴飞行器的运动原理,自主设计并制作了一款水下作业平台。该作业平台由水下机器人、通信接收机和遥控器组成,通过数学模型使其能够稳定的在海下进行作业。另外,通信部分采用2.4 GHz频率实现海底采样、水下画面实时传输、辅助救援、水下爆破等任务。因其性价比高、性能稳定等优点,可大规模运用于海洋科考、军事行动领域。
为了研究液体推进剂晃动对火箭发射精度和发射安全性的影响,利用流-固耦合技术对液体火箭冷弹射系统进行建模仿真,将不考虑推进剂晃动的多体弹射系统与考虑晃动的流-固耦合弹射系统进行对比,通过冷弹射子模型与液体推进剂子模型之间的数据交互,研究推进剂晃动对火箭发射过程的扰动情况。结果表明,推进剂的晃动会对火箭产生较大扰动力和力矩,延长离轨时间,增大离轨角速度。
制导炮弹转速过高会影响其制导精度,采用滑动导带可大幅降低线膛炮发射弹丸的转速。对三圆孔式滑动导带环的结构和作用原理进行了详细介绍,通过对某产品所采用的三圆孔式滑动导带环进行理论计算与仿真分析,得出该滑动导带环的结构强度满足设计要求且减旋与闭气效果良好,通过试验验证了计算与仿真的正确性,并提出了滑动导带环设计及需要控制的关键点,对滑动导带环的设计具有一定参考意义。
为实现多弹协同饱和攻击同一目标,根据弹目相对运动关系,建立了弹目相对运动非线性模型,并基于领弹-从弹协同制导模式,提出了一种多弹时间协同三维制导律。在制导律中,领弹采用三维纯比例导引,从弹采用三维纯比例导引与动态逆控制。为实现同时打击,利用时标分离原则将从弹相对运动非线性模型分为快系统与慢系统,进而通过动态逆系统理论反馈线性化两个子系统,完成对从弹的协同控制。仿真结果表明,采用此协同制导律能使弹群同时命中目标,有效实现攻击时间的协同。
为解决低信噪比条件下检测前跟踪TBD算法对多帧雷达回波数据累计处理量大的问题,通过融合多种传统滑窗的性能特点,提出基于改进二维CFAR参考滑窗的单帧雷达回波数据检测器,得到了网格形参考滑窗。仿真实验表明,与传统滑窗相比,网格形滑窗在窗口大小为15时具备更好的检测精度和更高的实时性,验证了网格形参考滑窗的稳定性,为TBD算法实现前的数据处理提供了更好的处理技术手段。
以某型防空导弹仪器舱为研究对象,利用UG/Routing Electrical软件进行了舱段电缆网敷设仿真设计。给出了三维电缆网敷设设计流程,提出了舱段电缆网的敷设方案及加工尺寸,解决了传统电缆网设计中无法精确给出各连接器分叉位置及对应长度的问题,得到了能够直观指导装配的三维电缆网敷设模型。试验结果表明,该方法得到的电缆网加工尺寸平均误差仅为传统方式的18%,可以有效提高弹上电缆网敷设设计质量和指导生产实际,具有一定的工程应用价值。
为实现再入飞行时间可控,扩展现有再入飞行器的应用场景,提高对时间敏感目标的打击能力,以双参数牛顿迭代法为基础,提出一种改进的阻力加速度剖面设计方法,通过设置双参数校正点,能够同时对轨迹长度与总飞行时间进行设计。在给定的轨迹长度与总飞行时间约束下,该方法能够快速完成参考阻力加速度剖面的迭代,生成满足各项约束的参考轨迹。通过仿真分析获得了再入总飞行时间的调节规律,为多再入飞行器的协同攻击问题提供依据。
针对相控阵雷达搜索规律识别的问题,提出了一种基于匹配序列提取的雷达识别技术。首先分析雷达不同工作状态下的序列特点,构建工作模型;然后根据序列分析技术,通过比对不同雷达工作序列,提取匹配序列;最后在不同跟踪任务及不同数目的截获样本序列情况下进行仿真。实验表明该方法效果较好,为相控阵雷达辐射源搜索规律的识别提供了参考。
多源末制导弹载图像可利用多传感器图像信息生成细节丰富且目标清晰的融合图像,提高后续目标检测的识别率,图像的目标检测又可为后续精确打击提供目标指引。文章综述了国内外多源图像融合及目标检测的研究发展现状,分析了经典的图像融合方法和目标检测理论框架,并对现有的弹载图像融合方法和目标检测方法进行分析,最后对未来研究的提升空间和发展趋势进行展望。
为研究射弹高速跨介质入水相关问题,利用数值仿真软件,对几何对称和系列头部切削角的弹塑性射弹入水转向过程进行了数值模拟。分析了射弹入水转向的受力机理,揭示了切削角度对射弹入水运动的影响规律。最终得出几何不对称结构能够让所研究的典型射弹跨介质入水运动更加平稳,且在一定范围内,切削角越大,弹体入水后转向更平缓。
针对直升机载空地导弹发射高度在一定区间变化的特点,综合考虑其中制导弹道方案的规律及需求,提出了一种适应大发射场高范围的新型空地导弹俯仰姿态方案通用设计方法。通过设计一组控制数表和插值方案即可适应导弹不同发射高度的俯仰姿态爬升方案,解决传统俯仰姿态设计方案不能很好适应直升机载平台下发射包络的技术难题。最终通过数学仿真验证了此方法的合理性和有效性。
针对弹载计算机硬件验收过程中,人工分析测试数据耗时长、易误检等问题,提出一种基于PNN网络的弹载计算机故障诊断方法。该方法首先将测试数据由矩阵形式简化为向量,然后通过编码映射,计算出对应的故障编码输出值,最后利用PNN网络对简化后的向量和故障编码输出值进行训练,实现不同测试数据的故障分类。通过对某型弹载计算机试验数据进行仿真,验证了该方法可行性及准确性。
为实现直线多点同步起爆MEFP战斗部,对多路导爆索传扩爆组件开展相关研究。选用爆速精度较高的银导爆索以提高多点起爆同步性能,通过试验测定传扩爆组件的各起爆点的精确位置,并结合仿真加以分析。结果表明,采用该起爆装置技术方案(n+1)点起爆n层周向MEFP战斗部,有利于提高EFP飞行稳定性,缩小EFP飞散带宽,提高EFP动能,提升弹药作战效能。
对箱装导弹顺序离轨的3个阶段进行了受力分析,通过ADAMS动力学仿真软件对某导弹出箱离轨过程的运动姿态进行了仿真计算,并将计算结果与飞行试验数据进行了对比,发现导弹在飞行试验中出箱时刻俯仰方向离轨扰动与仿真计算结果基本一致,证明了该仿真模型的正确性。研究表明,通过动力学仿真计算导弹离轨时弹体的初始扰动结果可信,为导弹飞行性能分析提供一定的参考依据。
研究了后框独立驱动式双框架位标器的指向问题。首先建立后框独立驱动式双框架位标器的几何模型,然后利用坐标变换和位标器前后框的空间几何关系、驱动特点,给出位标器前框偏航-俯仰角的计算方法,得到前框指向角与后框驱动角、内框连杆长度及后内环摇臂长度的函数关系,最后通过数值求解,分析前框指向角随后框驱动角的变化趋势。计算结果表明,该形式位标器的指向角不能用后框驱动角简单替代,框架传动形式对指向的影响不可忽略。
基于作战场景和作战体系,提出了直升机载空空导弹体系贡献率的评估方法。从“能力-任务”二维框架、作战体系的提升程度等方面入手,建立体系贡献率评估模型。利用专家调查法和层次分析法对直升机载空空导弹的体系贡献率进行定量评估。研究表明,该评估方法对空空导弹武器装备发展论证具有重要参考价值。
针对室内无人机的跟踪定位问题,提出一种基于超声波测距和多普勒测速的跟踪定位算法(TLUD)。TLUD算法通过估计超声波信号到达接收端的到达时间差,估计声源离接收端的距离(测距),并利用多普勒效应估计无人机移动的速度(测速)。再利用卡尔曼滤波算法,并结合测距和测速数据,修正测距数据。最后,利用泰勒级数展开的最小二乘法估计无人机位置,实现对无人机的跟踪。仿真结果表明,该算法在室内环境的平均定位误差约为0.55 cm。
为实现柔性喷管模型在不同摆动振幅、摆动频率、工作压强下更为精确的位置精度控制,基于BP神经网络模型,构造了电液伺服机构-神经网络模型,对柔性喷管摆动迟滞曲线进行模拟,并与实验结果及其它物理模型进行对比。研究表明:电液伺服机构-神经网络模型对迟滞曲线的预测结果与实验结果相吻合,具有很好的仿真精度和泛化能力,为柔性喷管的控制系统设计提供较精确的喷管动力学模型。
为了研究尾翼EFP的成型及飞行过程中的气动特性,用LS-DYNA模拟EFP的成形,将获得的EFP通过UG软件实现外形数据的传递。用Fluent软件进行气动分析,得到EFP在不同起爆半径,不同攻角下的阻力系数、升力系数、稳定储备量等气动参数。结果表明起爆半径影响EFP的长径比和速度,继而影响其升力系数,阻力系数,静稳定储备量,且起爆半径在0.2D~0.3D时更有利于发挥EFP的毁伤效应。
使用普通商用毫米波FMCW雷达收发器对9 mm子弹模型进行校准RCS测量,在77~81 GHz频率范围内,通过测量纵横角的变化得到校准RCS值,并将实验结果与仿真结果进行比较,结果表明两者之间存在合理的匹配。证明了使用低成本商用雷达系统在77~81 GHz频段上测量RCS的方法是可行的。
为研究两栖车行进间发射的导弹出筒姿态分布规律及影响因素,对某型两栖车进行受力分析,建立其在随机海浪作用下的行进间发射动力学模型。对两栖车行进间发射过程进行多次动力学仿真,利用统计学方法对仿真结果进行分析,进一步得到统计学结果。结果表明:在随机海浪激励下,导弹出筒姿态分布规律符合正态分布;平均风速以及航行速度越小,导弹出筒姿态越好;两栖车尾斜浪航行时,其发射安全性较高。
针对高速飞行体无损回收,建立飞行体穿越软介质的阻力模型,采用可清晰留痕的聚氨酯泡沫塑料为软回收介质材料设计无损回收装置,使用7.62 mm及14.5 mm弹丸模拟高速飞行体进行射击试验,在3.2 m距离内实现了对7.62 mm弹丸的无损回收。试验获得了飞行体穿越软介质的距离、速度、过载随时间的变化规律,得到飞行体穿越软介质的特征参数;观测软回收介质表面留存的飞行体的痕迹得到飞行体穿越软介质的空间姿态。
为研究碳/碳-碳化硅复合材料(C/C-SiC)的抗机械侵蚀性能,将C/C-SiC复合材料试件置于含粒子的射流中做粒子侵蚀试验,测定试件在不同工况下的侵蚀率;对试件侵蚀后的表面和内部的微观形貌分别采用扫描电镜(SEM)和微CT进行观察,并分析损耗机理。结果表明:复合材料在含粒子时的线侵蚀率是不含粒子时的烧蚀率的2.24倍,含粒子的质量侵蚀率是不含粒子的烧蚀率的1.8倍,粒子侵蚀对试件的消耗起到了决定性的作用;复合材料在机械侵蚀作用下发生脆性破坏。
针对靶场现有的时间间隔测量设备普遍存在体积大、功耗高且无直流供电方式的弊端,提出了一种小型直流靶场多通道时间间隔测量装置的低功耗设计方法。该方法基于器件选型和功耗优化两方面,成功降低了时间间隔测量装置内部各模块的电流消耗量。不同环境温度下时间间隔测量装置连续工作时间长度测试结果表明:时间间隔测量装置系统功耗有效下降,最长工作时间达12 h,增强了靶场速度测试的可靠性和便捷性。
