过失速重新定向机动过程气动特性建模

以过失速重新定向技术为基础的自翻转越肩飞行器与传统越肩发射飞行器相比,具有响应时间短、机动性能高、射程远等优势。本文针对飞行器过失速重新定向机动过程,基于CFD动态计算数据分析了该过程中的飞行器气动特性,通过改进微分方程模型成功描述了机动过程中的迟滞环效应,同时验证了最小二乘支持向量机方法在此建模问题中的适用性。本文的建模方法可以准确捕捉飞行器过失速重新定向机动过程中的非线性非定常气动特性,为飞行器过失速重新定向机动控制律设计提供模型基础。

基于MLE的靶场光电经纬仪高精度定位方法研究

为解决靶场光电经纬仪现用交会定位解算模型作用范围小、与目标实际位置偏差大等问题,提高目标航迹解算精度和模型的适应范围,根据目标跟踪距离和测角误差分量关系,建立了经纬仪空间测量误差模型,优化了异面交会定位加权系数。基于最大似然估计(Maximum Likelihood Estimate,MLE)理论,提出了一种新的更高精度的定位方法,并推导了精度估算公式。详细分析了交会角度、跟踪距离和测角精度对定位误差的影响。试验证明,该方法较现用定位方法适用测量区域增加一倍以上,定位精度提高20%,更适合多测站、不等精度、远距离跟踪等工程场景,具有推广价值。

基于深度强化学习的防空反导智能任务分配

随着作战双方不断采用新技术,信息时代的战争呈现出强博弈对抗性。在分析防空反导任务分配过程和决策的本质基础上,从敌我两个角度深入探讨了强博弈对抗环境下防空反导任务分配所面临的挑战。讨论了基于深度强化学习的防空反导智能任务分配方法的优势,提出了其实际应用所面临的问题,有望解决相关问题的技术途径和方法评价指标,为防空反导智能任务分配提供新思路。

自行加榴炮系统反应时间优化研究

武器系统反应时间是反映武器装备自动化水平和火力反应能力的重要战技指标。针对某大口径自行加榴炮系统反应时间过长、作战效率较低、无法适应现代战场需求的问题,推导了操瞄解算模型,按照操瞄解算模型自动调炮,研究了操瞄调炮与弹药装填机构动作的特点和时长,设计分步并行的方法,优化了调炮动作与装填动作的联动过程,并进行试验对比分析。试验结果表明,相较于传统方法,优化后的方法使得该型自行加榴炮的平均系统反应时间减少了7.02 s,系统反应速度提高了32.3%,使之可以快速、高效地完成规定的战术动作,明显提升其战场生存能力和作战效率。

一种高超声速滑翔式导弹轨迹优化方法

以高斯伪谱法为基础,考虑多段多复杂约束,提出了一种面向突防任务需求,通过罚函数法处理非全程飞行高度与飞行攻角约束的高超声速滑翔式导弹轨迹优化方法。通过仿真结果可以看出,初始状态约束、控制约束、过程约束与终端状态约束均得到了有效控制,且罚函数法处理突防任务段约束相较于常规分段约束法在约束量收束方面更具备优势,能够为后续设计工作保留更多的余量。此外,仿真结果还验证了该方法在不同射程、不同发射点高度和目标点高度条件下的有效覆盖能力。

基于动态门限与自适应插值的外引导平滑算法

为了实现靶场光电经纬仪外引导数据的实时平滑,确保外引导数据驱动下光电经纬仪稳定获取图像,提出基于动态门限的野值处理算法和基于自适应插值的处理算法。对于外引导数据中的野值,提出一种利用影响函数动态计算样本方差的方式,构建动态判别门限实时完成野值的处理;对于外引导数据的插值处理,判断插值计算的连贯性,并将外引导的“卡顿”数据进行分类,采取不同的策略实时自适应插值。实验结果表明:基于动态门限的五点外推野值剔除方法,野值检测率平均在80%以上,同时虚警率较低;插值处理算法能同时应对卡顿与非卡顿的外引导数据,处理结果平滑连贯。算法已成功应用于海军某观测站的光电经纬仪,满足了靶场弹道测量系统的需要。

小型多联装制导火箭弹弹道设计研究

提出了一火箭弹纵向平面内动力学模型,进行了一种基于伪谱法为的多联装制导火箭弹弹道设计;通过仿真算例对该方法进行了验证和分析。结果表明,该方法能够快速有效进行火箭弹多发连射时弹道设计,对于小型多联装制导火箭弹总体设计具有参考价值。

单轨火箭橇-发动机一体化设计

针对传统单轨火箭橇系统零部件附加质量过高的问题,提出了一种由发动机和滑靴组成的箭橇一体化结构,采用三维欧拉-伯努利梁单元对火箭橇系统进行离散,对滑靴位置做寻优计算,发现中滑靴处于前后滑靴的中间位置时,系统振动量最小,位置分布最优。设计了3种滑靴与发动机壳体连接的方案:(1)滑靴通过锯齿形焊缝与发动机壳体包覆连接,(2)发动机壳体直接堆放在滑靴靴体上,(3)滑靴通过支撑板过渡件与发动机壳体连接。采用橇-轨耦合动力学方法计算方案2和方案3的在轨安全性,方案3的火箭橇系统力学环境更优,其系统附加质量比传统单轨橇降低了73%。最后,开展了箭橇一体化验证试验,验证了箭橇一体化设计方案的合理性。

有控弹箭气动参数辨识技术

快速准确获取气动参数是精确制导的必要前提。针对受限于模型构建精度,传统气动参数辨识方法对受力复杂的有控弹箭气动参数辨识困难、精度不足等问题,引入Elman递归神经网络,利用Elman神经网络强大的延时记忆和非线性拟合能力辨识气动参数,探究Elman神经网络应用于有控弹箭气动参数辨识的可行性,并与BP神经网络辨识结果进行了对比。仿真结果表明,Elman神经网络能较好地辨识出滑翔飞行阶段的气动参数,且辨识精度要高于BP神经网络。

炮弹最优发射角度问题的理论解

关于炮弹的最优发射角度是军事领域和物理领域热议的话题。但许多相关文献仅提出求解该问题中超越方程的难点,未能提供具体的解析解表达式。因此,本文旨在补充该研究领域的空白,通过推导解析解表达式,得出炮弹发射速度-发射角之间的具体关系。本文首先回顾前人关于炮弹问题的研究成果,梳理解析方法的局限性;然后采用数学推导和计算方法,获得解析解表达式,为了验证该表达式的准确性和可靠性,通过应用具体算例,展示了解析方法的求解过程和结果;最后结合实际应用场景,分析并讨论了最佳发射角度在军事和工程实践中的意义和作用。

M序列编码调频定距引信抗干扰特性

对M序列编码调频定距引信抗干扰特性进行了研究。首先利用模糊函数分析三角波线性调频定距引信的抗干扰性能,接下来对M序列模糊函数进行分析,对M序列编码后的载频随机跳变三角波线性调频信号进行理论推导并分析其模糊函数。经过仿真验证,码元宽度一定时,M编码信号编码位数越多,伪码周期数越大,射频存储转发器产生的干扰信号与回波信号的相关性越弱,引信抗干扰性能越强。射频存储转发器存储发射信号并作为干扰信号的周期数越少,干扰与回波信号相关性越弱,引信抗干扰效果越好。

某大口径自行加榴炮末敏弹识别模型轻量化研究

末敏弹对地面装甲目标的杀伤威力和命中率极高。有效反末敏弹对降低武器装备战场损失非常重要,识别末敏弹是地面装甲反末敏弹的降本增效的一个重要途径。针对某大口径自行加榴炮面对末敏弹的攻击反应速度慢、传统目标检测算法模型较大、应用于嵌入式硬件平台实时性不高的问题,提出了基于MobileNetV3-small的轻量化神经网络模型,通过标注图片的方法构建伞形目标数据集,优化训练方法,将模型部署于搭载高通骁龙835的嵌入式硬件。实验表明,相较于Yolo-v4-tiny,该模型推理速度提高了7.3帧/s,内存开销降低了716.8 MB,具有较好的实时性,可以在战场中辅助某大口径自行加榴炮及时发现末敏弹的攻击并做出有效反应,提高其战场生存能力。

基于核函数最大值点跟踪的弹道实时融合方法

针对目前火箭弹道实时融合方法抗干扰性差、对初值敏感、依赖于理论弹道方程等问题,从测量误差的统计特性出发,证明了从有限样本构造的高斯核密度估计函数最大值点是产生该组样本高斯分布期望的无偏估计量这一结论,提出了一种基于高斯核密度估计函数最大值点跟踪的方法:根据各设备的测量数据构造高斯核密度估计函数,将弹道融合问题转化为求该函数最大值点的问题;由于经典的迭代求解法耗时较长,对前一帧估计结果进行平移采样,将采样结果作为当前帧最大值点的近邻进行一阶泰勒估计,最后取核函数值最大的估计位置,从而完成跟踪。对方法的有效性进行了理论分析,并与经典迭代法的时间消耗进行了对比理论计算。结合实验从抗干扰性、初值敏感度、伸缩性能、稳定性方面,与目前的选优法、样条约束法、无迹卡尔曼滤波法进行比较,证明了该文方法具有估计精度高、鲁棒性强、可扩展性强、平滑度高的优势,且满足实时性要求。

基于多目标优化算法的多弹道轨迹规划及仿真

多弹协同是导弹武器的热点研究方向,具有很高的研究价值,而如何规划多个导弹的飞行弹道,则是其中的重要研究内容。以助推滑翔导弹滑翔段弹道为研究对象,以规划多条优质弹道轨迹为目的,提出了一种基于MOEA/D(multi-objective evolutionary algorithm based on decomposition)算法的多弹道轨迹仿真实现方法。选取射程最大和末速最大作为目标函数,进行滑翔段弹道规划,同时,为降低初始种群对多目标优化问题的影响,借助伪谱法为多目标优化算法提供高质量初始种群。经仿真验证,该方法可得到多条具备射程最优和末速最优的导弹飞行弹道。

某特殊结构枪弹气动外形与结构参数优化设计

针对枪弹弹头在稳定性、风偏敏感性以及穿甲能力条件下的外弹道设计问题,提出了一种气动外形与结构参数的优化设计方法。以类似美国M855枪弹的弹头结构为研究对象,将其分为铜质壳体、铅心及钢心3部分,以3种材质体积占比及弹头气动外形参数为优化设计变量,以横风风偏敏感性最小和穿甲厚度最大为优化目标,考虑外形参数、结构参数和稳定性等约束,建立了多目标优化设计数学模型,并采用标准粒子群算法获得全局最优解。仿真结果表明:优化后的气动外形和结构参数可确保弹头全弹道上满足动态稳定性要求;与初始方案相比,优化方案的弹头横风风偏敏感因子减小了16.4%,落点动能增大了18.2%,穿甲厚度提高了41.8%;与对比方案相比,优化方案的弹头在气动外形以及速度变化相同的情况下,结构参数的优化使弹丸穿甲能力提高了24.9%,同时获得了更好的稳定性,验证了本文所提优化设计方法的合理性与可行性。本文研究可为枪弹外弹道设计提供一个新的思路。

格尼襟翼对旋转导弹气动特性的影响

旋转导弹多采用斜置尾翼产生滚转力矩,但存在转速稳定性差等问题,影响了命中精度。为改善旋转导弹气动特性,本文采用在导弹尾翼后缘放置格尼襟翼的方式代替传统斜置尾翼产生滚转力矩。通过数值模拟方法,研究了不同高度格尼襟翼对导弹气动特性的影响规律,并与斜置尾翼模型进行对比。结果表明:格尼襟翼能够产生保持导弹旋转的滚转力矩,且格尼襟翼高度增加,滚转力矩增大;相比斜置尾翼,格尼襟翼能够为导弹提供更大的滚转力矩,对导弹侧向力的影响相对更小。不同来流马赫数下格尼襟翼的操纵效率略有差异,亚声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩随着导弹迎角增加而减小;超声速来流时,格尼襟翼产生的滚转力矩几乎不随迎角变化而改变,与亚声速来流相比,格尼襟翼的操纵效率降低。进一步通过分析流场揭示了格尼襟翼产生滚转力矩的流动机理:格尼襟翼使得导弹尾翼后缘附近产生非对称流动,以致各尾翼出现非对称的压力差,从而产生保持导弹旋转的滚转力矩。

非对称双轨火箭橇动力学建模与仿真研究

目的 以高速非对称双轨火箭橇系统为研究对象,建立包含橇-轨相互作用的相关动力学模型,开展全轨范围内的动态特性数值模拟研究。方法 在明确火箭橇的组成和动力学过程基础上,对非对称双轨火箭橇进行受力分析,推导和建立非对称火箭橇-轨道耦合动力学模型,并对火箭橇进行自由模态分析。分析获得火箭橇气动力时程曲线、考虑火箭发动机质量损失的附加质量时程曲线,同时重构了轨道不平顺模型作为轨道激励。在此基础上,采用动力学软件分析火箭橇系统的动态特性。结果及结论 产品橇模态高于第二级推力橇,第二级推力橇模态高于火箭橇整体模态。火箭橇加速度随运行速度的增加而增大,竖向加速度大于横向加速度,火箭橇高速运行过程时的危险部位位于侧边翼上,有折断的风险。火箭橇竖向滑靴之间存在相位差,火箭橇竖向做俯仰运动,横向为往复摆动,竖向动力响应约为横向的1~2倍。

基于重叠网格的航行体水动力特性计算

利用重叠网格技术结合实验方法,研究了航行体跨界质过程中的阻力来源。将试验结果与仿真结果进行对比,得出该过程中的水动力及水动力系数变化趋势以及原因,结果表明:航行体在水下速度由25 m/s下降到9.7 m/s,水动力以及系数在航行体即将出水时刻达到最大值,分别为0.65 kN和0.184。出水过程水动力及力系数主要受水冢现象、浮力变化以及附连水质量变化影响而呈现波动并逐渐趋向于零,粘滞力是航行体完全出水后主要的流体阻力来源。该研究为水航行体减阻设计提供了参考依据。

同测试平台脱靶量测试方法研究

经纬仪弹道坐标测量试验中,传统的同帧画幅脱靶量测试方法,可以消除系统误差,具有较高测试精度,但当脱靶量判据标准对目标的判读位置既有红外谱段又有可见光谱段时,同帧画幅方法具有局限性。对此,提出采用具有多传感器的光学经纬仪进行同测试平台脱靶量测试,通过误差分析和实际实验验证,验证了方法的可行性,为解决多谱段判读位置脱靶量测试问题提供理论的参考和方法的借鉴。

多源光测信息融合跟踪方法及应用

在靶场试验任务过程中,光电经纬仪自主稳定跟踪目标是最核心及关键的环节。目前,利用单一信息源跟踪模式难以适用于不同的靶场任务类型与环境特点。以靶场光电经纬仪跟踪系统为研究平台,结合跟踪运动过程中实时测量的本机或外部的数据信息,提出了利用多种光测信息源融合跟踪方法和相应数据处理算法。通过融合跟踪仿真实验获得跟踪最大估计误差为2.49′,估计随机误差为8″,满足光电经纬仪试验任务跟踪精度要求,证明了该方法可有效保证跟踪过程的稳定性与可靠性。