针对靶场光电经纬仪外场动态测量精度评定的难题,提出基于机载GPS/INS测量组件的光电经纬仪动态精度评定方法,重点从动态精度评定原理、校准系统组成、无人机航路设计等方面进行阐述,同时给出了测量数据的处理方法。通过校飞试验和数据处理结果说明该方法是切实可行的,能够为光电经纬仪外场动态测量精度评定提供方法依据。
在推导最优比例导引的基础上,提出了比例导引、积分比例导引和速度追踪的视线角和弹道倾角表达式。针对积分比例导引和速度追踪的高阶动力学系统,建立了具有初始航向误差的制导模型。通过对脱靶量的对比分析,说明了积分比例导引和速度追踪的制导性能。
随着电子侦察技术的快速发展,传统跳频体制通信系统易被截获和监听,如何提升系统的保密性和安全性成为通信系统的研究热点。为提高跳频调制信号的抗窃听性,提出了一种基于跳频体制的分数域调制方法,该方法分别将同步序列和数据序列进行加权分数阶傅里叶变换(WFRFT)调制,并通过跳频序列发生器产生跳频频率,实现同步信号和数据信号的跳频体制分数域调制。仿真结果表明,分数域调制信号的时频分布和功率谱特性与传统跳频信号相类似,时域特性为传统信号时频域的叠加,星座图特性发生旋转和裂变,可有效提高抗扫描性和抗窃听性。
由于四旋翼在前飞模态下的动力学特性与参数同悬停时存在明显差异,导致现有的基于悬停点设计的控制器性能难以满足机动任务中快速性和稳定性的要求,同时还缺少具备理论支撑的参数整定方法。针对这些问题,提出了一种适用于四旋翼前飞模态的频域辨识建模和控制器设计方法,通过频域系统辨识原理和实验,建立较为精确的前飞动力学模型,并结合极点配置法,形成一套姿态控制的内外环整体设计方案,从频域分析角度得到PID参数的解析表达式和整定结果。仿真和实验结果表明,基于频域辨识得到的前飞动力学模型进行极点配置设计姿态控制器,其响应速度较快,系统稳定性较强,信号跟踪准确,控制性能优于常规基于悬停模态手动调参的控制器。
建立了自由装填固体发动机三维模型,并基于药柱的积分型粘弹性本构关系对三维模型进行了有限元方法分析。研究过程利用随机冲击响应分析,分别讨论了飞行过程和级间分离工况下的动载荷历程,得到了自由装填固体火箭发动机及药柱的应变分布结果和危险部位。结果表明,发动机整体可靠性取决于药柱中端强度,设计过程中要综合考虑药柱形态及安装方式。所得结论和分析方法为自由装填发动机设计提供了有益参考。
基于自由装填固体火箭发动机的快烤试验结果,对发动机快烤第一响应阶段的径向传热进行了数值计算分析。结果表明,发动机温度分布受外部高温流场的影响,呈两侧受热多、底部受热少、上部受热最少的非均匀分布形态;直至发动机第一响应阶段结束,侧方外层推进剂的温度为397 K,底部外层推进剂的温度为359 K;推进剂在快烤30 s后开始进入温度稳定上升阶段,侧方外层推进剂的温度稳定上升率为1.55 K/s,底部外层推进剂的温度稳定上升率为1.09 K/s;推进剂内表面不具备自发点火的温度条件,这说明快烤过程中的径向传热并不是导致发动机自点火的主要因素。
针对光纤陀螺惯性导航装置启动过程中非稳态温度场对光纤环性能的影响,构建了以四极对称绕法为基础的热漂移误差模型,理论分析了缓变温度条件下Shupe效应和热应力对零偏误差的影响,讨论了光纤环每层匝数与热效应误差的关系。提出了一种简单高效的光纤环温度性能评价试验方法,试验证明该方法具有较好的评估准确性。
在火炮武器的研究发展过程中,其寿命基本上由火炮身管的寿命决定。而身管自紧技术是延长其使用寿命的主要途径之一。现有的自紧技术有机械自紧、液压自紧和爆炸自紧这3类。以这3类自紧技术为研究对象展开深入研究。得出爆炸自紧技术不需要高压设备,生产周期短,能作用于不同形状内膛身管的自紧,且更加安全。
针对激光驾束制导导弹的位置控制问题,研究了一种基于卡尔曼滤波器的PID位置控制方法。首先,对导弹和目标的相对运动关系进行推导,给出三点法导引过程中导弹需用加速度的解析表达形式。由于驾束制导导弹只能测量导弹相对于驾束中心的位置偏量,采用最速跟踪微分器跟踪位置信息,提取得到位置的微分信号。采用卡尔曼滤波器对位置信号、位置微分信号进行滤波,同时对目标加速度进行估计。将滤波得到的位置信号和微分信号应用到PID位置控制器中,同时在控制器中引入目标加速度的补偿。最后,数值仿真验证了所提出方法的有效性。
针对雷达如何实施智能抗欺骗干扰问题,提出了基于时频图像色度差异与深度随机森林的雷达智能抗欺骗干扰方法。首先,对雷达接收信号进行时频变换,经灰度处理后,将RGB三维数据信息转换为一维信息,利用全局阈值对原始时频图分割处理;其次,对分割后的图片提取颜色分量特征,利用深度随机森林(deep random forest,DRF)进行干扰识别;最后,基于识别结果及真实信号的位置信息设计二维时频滤波,从而将干扰与噪声滤除。该算法不必对信号参数进行估计,计算复杂度低。仿真结果表明,干信比(JSR)大于3 dB和小于-2 dB时干扰识别率均能达到90%以上,而在干扰与信号功率相当时,可通过增加盒维数与信息熵等特征来进一步提高识别率。
固体火箭发动机在机械冲击载荷作用下,有可能发生燃烧、爆炸及爆轰等反应。应用固体推进剂点火增长模型,建立了固体发动机冲击起爆数值模型,通过显式动力学方法对固体火箭发动机的冲击反应过程进行数值模拟,撞击速度越高,在局部易产生“热点”,在推进剂中形成高压区域,高压区域迅速向外传播,点燃外围推进剂,超过临界阈值装药发生爆轰。计算结果表明斜向入射、撞击物尺寸越大、壳体厚度越薄,发动机越容易发生剧烈反应,甚至引起爆轰。这些特性为固体发动机安全性设计提供了理论基础。
基于末敏弹多模探测识别原理,以红外探测波段为例对战场环境的复杂度进行了分析和研究。首先,介绍了末敏弹探测识别原理,分析了复杂环境对末敏弹效能影响机理;然后分别从末敏弹识别率、探测数据和背景红外特性三方面进行复杂度分析和分类;最后,对同一真实场景不同时刻的红外背景复杂度及其探测数据和识别率进行了仿真分析和验证。研究成果为末敏弹及其他智能弹药在不同复杂环境下的作战效能分析和评估提供了依据。
靶场试验测试过程中,遥测地面站在航落区独立进行测试任务时,针对目标实际飞行弹道与理论飞行弹道之间的时空误差不断增大,导致遥测地面站丢失目标后无法进行二次捕获的问题,提出了一种基于遥测跟踪信息的同站自引导方法。该方法使用遥测跟踪信息与理论弹道空间位置信息,反算目标实际飞行时空位置,采用卡尔曼滤波算法,对目标飞行时空位置进行预测,引导遥测天线跟踪测试目标。通过试验验证,该方法可以大幅提高遥测地面站丢失目标后的二次捕获能力。
针对多导弹编队问题,提出了一种将领弹看作虚拟目标,在视线系下进行多导弹编队控制器设计的新型编队控制方法。首先,将领弹看作虚拟目标,建立了视线系下从弹和虚拟目标之间的相对运动方程;其次,将弹目距离、视线倾角和视线偏角看作状态变量,计算出实际值与期望值间的误差以及误差的一阶和二阶导数,然后采用滑模变结构控制理论设计了多导弹编队控制器;最后,针对一领弹二从弹的编队结构进行仿真验证。仿真结果表明所提方法的可行性和有效性。
针对发射箱易碎盖分离过程复杂、安全性未知等问题,采用数值计算、撞击开盖试验、激波开盖试验等方法进行研究。首先利用某新型复合材料对易碎盖进行整体成型一体化设计;其次由计算流体力学对发射箱内流场进行计算,获得了发射箱内压力分布、易碎盖时间-压力曲线,模拟了激波开盖过程;最后通过撞击开盖试验和飞行试验验证了设计的有效性和可靠性。分析结果表明,易碎盖撞击开盖满足设计要求,激波开盖仿真结果与试验测试结果相符。
针对多模块多级活塞杆冷弹射过程中燃气压强差异导致的弹射模块不同步问题,研究模块同步性对弹射装置性能和火箭动力学响应的影响。建立数学模型推导分析多级活塞杆模块运动同步性与动力同步性的关系;搭建三模块八级活塞杆动力学模型,考虑燃气压强差异导致的动力不同步,研究弹射装置的运动同步性、结构安全性和火箭的动力学响应。结果表明:由于实际火箭质量约为动力模块质量的20倍,满足运动同步性的质量条件,火箭与弹射模块总是保持运动同步性;缓冲装置压缩变形量累积使得各模块有效行程不同,弹射时长不同;三模块动力同步性差异越大对弹射装置安全性与火箭离轨姿态越不利,多级活塞杆最大应力增大,火箭的离轨时间增加,离轨时刻的俯仰角速度和偏航角速度增大。
针对外弹道测试历史数据抢救过程中,采用传统GJB2234A—2014中的试验数据平滑算式进行相控阵雷达跟踪外弹道试验数据处理时,遇到的速度、加速度数据缺失问题,通过对标准已有算式深入分析,推导出可用于变步长采集的外弹道测试数据处理平滑算式,并通过Matlab计算实例验证,证明该算式在外弹道测试数据平滑处理中的可行性和有效性。
针对某小型无人机实用化飞行控制系统需求,提出了一种非线性飞行控制律的设计方法,该方法基于奇异摄动理论的反步法,对传统的反步设计方法进行了改进。该方法在实施过程中使用测量数据,而不是模型知识,因此适用于更广泛的小型通用飞机或者无人机系列。针对某小型无人机开发的飞机模型进行了控制器性能仿真分析。结果表明,测量噪声对飞行控制的影响很小,该控制器可以获得良好的跟踪性能(无论是否存在不确定性)并且同时保证了受控系统的稳定性。开发的新控制器比传统的反步法具有更大的优势,即模型不确定性对性能的影响较小,因此该控制器的设计方法对无人机先进飞行控制律认证起到了进一步的推动作用。
针对风电机组轴承故障样本少且诊断准确率低的问题,提出一种基于数字孪生的风电机组轴承故障诊断方法。构建了风电机组的数字孪生系统,为风电机组轴承故障诊断提供了数据来源。基于希尔伯特黄变换对轴承振动信号增强处理,实现了振动信号样本数据的增强,减少振动信号噪音。建立了风电机组轴承故障的卷积神经网络模型,以数据增强的样本作为诊断模型的训练与测试。实验验证了所提方法的可行性与有效性,解决了一维振动信号的数据增强,提高了风电轴承故障诊断准确率与稳定性。
为了获取飞机起落架强度试飞在不同工况下的起飞前精确空间位置,起飞偏心量,滑跑速度等参数,为飞机起落架性能提供重要鉴定依据,采用一种基于单站相机的飞机起飞精确空间位置测量方法,以机上自身抽引惯导数据为约束条件,简化前方交会模型,将传统的多台相机交会测量变为单台相机测量,并与全站仪测量真值数据进行比较。分析结果表明,基于单站的测量方法测量精度优于2 cm,满足试飞任务需求。
石英音叉陀螺仪是一种典型的振动陀螺仪,其在不同载体振动环境中的零位控制技术对制导武器弹体姿态的准确测量非常重要。由于石英音叉陀螺仪本身存在驱动频率、谐振频率和频差等基本振动陀螺仪物理参数,其与载体的基频和倍频可能出现重合进而相互干扰。分析了石英音叉驱动频率、检测频率,载体基频和倍频的相互影响及其在陀螺零位输出状态上的影响形式。针对不同载体频率,设计了石英音叉陀螺仪驱动频率的优化方案并进行振动试验验证,试验结果表明在载体基频180 Hz±5 Hz条件下,石英音叉陀螺仪的驱动频率在11 kHz左右的选取方式能够有效控制陀螺零位输出状态。
针对无人机载空地导弹武器系统方案优选问题,采用层次分析法(analytic hierarchy process,AHP)分析了武器系统在所属作战体系中执行近距空中支援典型作战任务时的能力需求,依据需求及武器系统在体系中的作用,选取了以探测能力、射程范围、多目标打击能力、命中精度、复杂环境适应能力为准则层的导弹武器系统作战效能评估指标体系。建立了递阶层次结构模型、构造判断矩阵及指标权重,对3种导弹武器系统方案进行了作战效能定量评估。结果表明:采用文中方法可以定量给出不同导弹武器系统方案完成典型任务的效能指标,采用复合制导和多功能毁伤方案能够显著提升无人机载导弹武器系统效能,为无人机载导弹武器系统的作战使用和装备构造提供了理论依据和支撑。
