为了提高复杂背景下红外小目标的检测能力,提出了一种改进加权增强局部对比算法(weighted strengthened local contrast measure,WSLCM)的红外小目标检测方法。在WSLCM的预处理阶段采用自适应曲率滤波在多尺度下对图像进行处理,抑制背景过程中保持真实目标不被淹没。在背景抑制计算中选取背景块中的灰度最大值作为背景估计,降低虚警率。同时引入目标增强因子与背景抑制因子,加强算法鲁棒性,消除背景噪声影响,增强对红外小目标的检测能力;通过嵌入式ZYNQ平台进行算法IP核定制,采用软硬件协同方式实现算法对特定场景下小目标的识别检测。实验表明,相比于传统WSLCM算法BSF和SCRG指标都有明显提高,连续帧检测率为93.2%,嵌入式平台检测效率比PC端提升17.6%,验证了算法和嵌入式系统的有效性。
为研究屏蔽板厚度变化对杆式射流冲击起爆屏蔽炸药的影响,采用任意拉格朗日-欧拉(arbitrary Lagrangian-Eulerian,ALE)流固耦合算法,对屏蔽板厚度变化时K型装药形成的聚能杆式射流(射流头部速度6 556 m·s-1)冲击起爆屏蔽炸药过程进行了数值模拟计算研究。研究结果表明,随着屏蔽板厚度逐渐增大,屏蔽炸药的起爆方式由前驱冲击波和压缩波起爆方式转变为射流冲击起爆方式,转折点屏蔽板厚度为1.4D(D为装药口径)。当屏蔽板厚度超过3.1D时,射流已经不能使屏蔽炸药起爆。对于厚壁装药,随着屏蔽板厚度增加,射流冲击屏蔽板产生的前驱冲击波可能无法起爆屏蔽炸药,起爆方式转变为射流直接侵彻起爆屏蔽炸药,并且厚壁装药下屏蔽板的厚度将对屏蔽炸药的冲击起爆距离产生明显影响,随着屏蔽板厚度增加,冲击起爆距离明显增大。
为提高末敏弹在复杂战场环境下的作战能力,研究了基于面阵探测器的扫描探测过程,建立了适用于红外和可见光的面阵探测器扫描模型并且提出一种装甲目标捕获方法。对静止和不同运动速度下的装甲目标的捕获过程进行仿真,仿真结果表明,面阵扫描探测对装甲目标的捕获和定位能力优于点源探测器,其捕获概率达到82%以上,为面阵探测器在末敏弹上的应用提供了技术支撑。
为提高多爆炸成型弹丸(MEFP)对装甲目标的侵彻能力,提出一种双层罩轴向组合式装药结构MEFP。MEFP采用中心1枚双层,周向8枚双层的药型罩结构。在爆炸成型过程中,中心双层主罩可成型2枚EFP,周向8枚双层辅罩可成型16枚EFP,对装甲有多点位、双重侵彻毁伤。基于该结构的可行性,利用ANSYS/LS-DYNA软件对该MEFP成型及侵彻过程进行了数值模拟,具体分析了装药高度、主(辅)曲径比、主(辅)壁厚、主(辅)前后级壁厚比等因素对其成型过程的影响,并将较好的成型结果对45#钢靶板进行了侵彻仿真。研究结果表明:在装药高度75 mm、主(辅)曲径比为1.0(1.3)、主(辅)壁厚4 mm(2.5 mm)、主(辅)前后级壁厚比值0.5时,MEFP成型较好。MEFP在穿透两层12 mm 45#钢靶板后,仍具有一定的后效侵彻能力;在炸高大于2 m时,成型的MEFP具有多点位毁伤效应,且随着炸高的增加,毁伤落点半径增大。研究的双层罩轴向组合式装药结构MEFP结构对末敏弹战斗部设计具有重要的参考意义。
为获得具有良好气动外形和毁伤效果的爆炸成型弹丸(EFP),基于EFP的成型理论,提出一种可形成多尾翼EFP的异形药型罩,并通过控制变量法研究其结构参数对EFP成型形态、威力特性和气动特性的影响规律。仿真结果表明:异形罩能可靠形成尾翼EFP;对于尾翼EFP的成型,半径比影响弹丸形态的转化;厚度比影响尾翼的形成位置和大小;圆弧半径比影响翼尖位置。通过因素影响程度分析可知,对于弹丸威力特性,厚度比为主要影响因素;对于弹丸气动特性,圆弧半径比为主要影响因素。对比靶板侵彻结果,异型侵彻体对靶板的通径提高19.24%,可产生更多靶后破片。研究结论可为尾翼EFP设计提供参考依据。
针对传统末敏弹落点不可控、打击精度不足的问题,提出了一种基于翼伞的末敏弹落点控制技术,采用翼伞代替传统降落伞,实现其落点的精准控制。基于所提出的伞-弹系统,设计了一种基于自抗扰控制技术的伞-弹偏航角精准控制器,并抵消外界风场造成的干扰,弥补末敏弹初始位置误差,实现系统的精准自主操纵。基于上述分析,搭建了伞-弹系统,并进行了实际空投试验。在空投试验中,伞-弹系统的最终落点误差在30 m以内,空中水平最小误差在4 m以内,证明了所提出算法的有效性,为灵巧弹药的设计提供了一种新的思路。
制导末敏弹作为新型智能弹药,其射表编拟技术有别于传统弹药。文中阐述了制导末敏弹工作原理、弹道特点和发射流程,结合制导末敏弹弹道特性,提出了制导末敏弹射表方案及射表精度要求,为制导末敏弹射表编拟奠定了技术基础,同时也为其他类似制导弹药射表编拟提供设计参考。
针对末敏弹单元红外探测扫描信号单一,识别和命中概率低的问题,提出了一种适用于多元红外探测的尺寸解算和定位方法。该方法的核心是对多元线阵红外探测器采集到的多路波形信号进行响应脉宽和时序获取,并联合高度信息求解热区尺寸。通过多路信号的响应元数和时序关系判别定位目标。对目标进行了尺寸解算和定位模拟实验,结果表明:多元探测利用所述方法可以获取目标尺寸和定位目标,验证了所提方法的有效性。
炮弹对线膛火炮的弹药适配性问题是关系装备作战使用的重要问题。对在不同身管加榴炮上的末敏弹螺纹连接失效现象开展研究,通过对弹丸发射过程中螺纹连接的受力进行机理分析,采用非线性六面体单元、壳单元、粒子化网格等分别对渐速膛线身管、等齐膛线身管和末敏弹建立了弹炮有限元模型,对弹底挤入膛线过程进行了动力学仿真分析。结合理论计算确定了弹底螺纹失效原因,并提出了对导带布局形式进行调整,将原弹底上的后导带移至弹体上,形成两条导带都在弹体上的布局形式的结构改进方案。试验验证结果表明,失效原因分析正确,改进方案合理可行。
为满足远程火箭子母类弹药后续流程对降低飞行速度的要求,对采用本体实现减速的方案进行了研究。首先选取一种实现本体减速方案的典型结构,计算主要气动参数,并分析了气动特性。然后采用四元数方法建立了弹道模型,通过弹道数值仿真,分析了弹道特性。最后对本体减速方案的机理进行了研究,提出了优化设计的方法:对于典型结构的本体减速方案,将质心位置设计在速度200 m/s,攻角90°或270°处的压心位置,减速效果最好。
为了研究电磁脉冲对弹载平台上装天线的耦合效应,采用CST电磁仿真软件建立了典型弹载平台结构和两类弹载微带天线的模型,仿真计算了微带天线上装弹载平台前后的辐射电磁特征,以及天线在不同电磁脉冲辐照下的耦合电压响应。仿真结果表明,弹载平台结构能够增强微带天线在工作频率的辐射特性,两天线上装平台后的窄谱高功率微波耦合电压峰值相对单天线分别增大了5%和10%,其电磁脉冲防护设计应以天线上装平台后的最大耦合响应作为安全阈值。
为获取超空泡射弹不同攻角入水时的空泡演化与运动特性变化规律,基于RANS方程、Schnerr-Sauer空化模型、k-ε湍流模型,采用重叠网格技术,针对入水速度400 m/s不变,入水攻角不同时,静水与波浪环境下的超空泡射弹入水过程开展了数值模拟研究。研究结果表明:攻角大于2°时,弹丸将在入水过程中出现尾拍现象,尾拍时尾翼划破空泡壁,会造成空泡在此区域的扩张,并对弹道稳定性产生不利影响;尾拍现象发生时,阻力系数和升力系数均会上升,且攻角越大,上升的幅值越大;在波浪环境下,弹丸入水过程中仍然会发生尾拍运动,但与静水环境相比,在尾拍发生的时间上有一定区别。攻角为正时尾拍出现的时间提前,反之则尾拍出现的时间延后。
燃料贴壁式固体超燃冲压发动机具有比冲高、结构简单、维护方便等优点,但也伴随着发动机推力不稳定问题。基于能量守恒原理,建立了固体超燃推力零维模型。该模型避免了一维推力模型中数值奇异与数值刚性问题。基于此模型,开展了燃料质量流量与空气流量对固体超燃燃烧室推力的影响研究。结果表明,燃料质量流量特性对推力的稳定性有显著影响。通过燃面退移速率与燃烧室构型的匹配,理论上可以构造出使推力变化幅度较小的发动机构型。
基于破片球形靶试验、破碎性试验等测试数据,利用破片初速经验公式、速度矢量合成公式,开展破片对地面作战人员杀伤概率计算,得到杀伤面积随落角、落速、爆高等因素的变化规律。落角较小时,破片杀伤概率地面等值面呈C形结构。随着落角增加,C形结构开口逐渐减小,并最终合拢成为环形。破片杀伤面积受落角变化影响较大,受落速、爆高因素影响相对较小。在爆高不变的情况下,杀伤面积随落速增加变化不大,但在落角为80°、落速为550 m/s时出现峰值;在落速不变的情况下,杀伤面积随爆高增加呈现先增加后减小的趋势。
针对轮式底盘柔性对导弹发射装置跟踪稳定性的影响,建立了导弹发射装置与轮式底盘在地理系下的刚柔耦合模型。分析了柔性底盘对发射装置伺服系统稳定性的影响,提出了发射装置与底盘相互耦合下伺服系统的稳定性条件。在稳定控制回路中设计了跟踪滤波器,对发射装置调转跟踪过程的车体姿态进行滤波,克服了底盘耦合下控制系统跟踪的不稳定性。最后通过仿真和试验对提出方法的有效性进行了验证。
在载机和无人机适配的方案阶段,分离边界的确定需要准确的快速预测方法。目前的分离轨迹预测方法仅考虑无人机质心处的载机干扰流场,对姿态角的预测不准,由于轨迹-姿态的耦合作用,进一步影响了轨迹预测的准确性。文中首先构建了基于神经网络的气动响应模型,研究了计算平均气流角与动压的影响因素,提出了一种基于双参考点的无人机离机轨迹和姿态高精度快速预测方法。针对翼展为4 084 mm载机投放翼展为300 mm无人机的投放系统,与基于嵌套网格求解Navier-Stokes方程的计算结果相比,文中方法的计算结果在空间位置上相差小于5 mm,包括滚转角在内的3个姿态角最大相差小于0.24°,相较于其他的预测方法,对姿态的预测精度提高了1个数量级;采用数值模拟方法计算一条分离轨迹需3~5 d,文中方法只需约120 s,大大提升了计算效率。文中的方法适用于大型载机空投小型带升力面投放物的分离轨迹与姿态的快速计算,可为型号方案设计阶段的分离安全性评估提供参考依据。
