一种模糊自适应INS/GPS组合导航方法

提出了一种基于模糊逻辑的自适应卡尔曼滤波新算法,即基于滤波数据残差构造一种模糊算法,以自适应控制卡尔曼滤波器的增益系数。从而可以消除异常的测量数据带来的影响,使滤波器的残差始终保持零均值,且使估计误差的协方差阵收敛,最终实现最优估计。通过对INS/GPS组合导航系统的计算机仿真结果表明,该算法具有比常规卡尔曼滤波算法更高的导航精度。

垂直发射巡弋飞行器总体设计方法研究

垂直发射巡弋飞行器采用由固体火箭发动机与涡喷发动机组合而成的动力系统,飞行器与动力系统一体化设计更为复杂。本文提出双质量迭代算法,通过装药质量与燃油质量的迭代计算实现垂直发射巡弋飞行器总体参数初步设计,对飞行器与动力系统的一体化设计问题进行研究,基于典型任务剖面分析了关键设计参数对于飞行器总体性能的影响规律。结果表明,飞发集成引起的涡喷发动机推力损失系数和固体火箭发动机推重比均会对飞行器总体性能产生重要影响,当推力损失系数在0.2以下时,该系数每提高0.05,起飞质量增大约3%,涡喷发动机的最大推力指标提高约5%。在总体方案设计时应尽可能降低涡喷发动机推力损失系数,并将固体火箭发动机推重比控制在4~8的范围内。

基于LXI和USB的某导弹测试系统设计

传统的反坦克导弹测试系统大多通过大量的仪器零散拼凑,操作仪器过多,测试过程繁琐。为了克服以上不足,某导弹测试系统应用虚拟仪器技术、数据采集技术以及LXI和USB总线等技术,以通用计算机为核心控制器,辅以以太网LXI总线的多个程控电源、USB CAN通信板、USB RS422通信板、USB-HUB、USB视频采集板、USB模拟采集板、串口继电器板、信号调理板等构建设备的硬件系统;系统采用LabVIEW开发软件,采用多线程和JKI状态机的架构设计,系统能自动完成对某反坦克导弹的测试流程,采集导弹的测试数据并给出导弹测试的分析结果,也能回放所有数据的曲线。通过多次的测试试验证明,基于LXI和USB的某导弹测试系统工作稳定,操作简单,测试效率高,能自动、可靠地完成某导弹的测试,满足设计要求。

某战术导弹舵面异常高频抖动机理分析

通过CFD数值模拟分析某战术导弹舵面高频抖动机理。该导弹采用正常式气动布局,舵面靠近弹尾,发动机喷管位于弹体底部中央。在亚音速飞行试验中,固体发动机工作结束时,舵面出现异常高频抖动现象,机理不明。数值模拟分析结果表明:发动机工作结束时,弹体底部非定常分离流动随着发动机尾喷流减弱而增强,舵面在弹体底部非定常气动力激励下高频抖动。

基于CPCI架构的FlexRay总线仿真测试系统研究

为满足武器系统日益增涨的数据量及可靠性需求,本文设计了一种基于CPCI架构的FlexRay总线仿真测试系统,系统硬件由仿真板、侦听板和适配板等组成;通过参数分类、参数模糊设置等方法,实现了多节点在不同传输速率和网络拓扑下的70余种协议参数的仿真优化。实验表明,该系统能够高效的对FlexRay总线参数进行配置并仿真,大大降低了FlexRay总线的设计难度,减小了设计风险,提高了总线故障定位的准确度。

考虑不确定性的模块化战术导弹优化设计

针对不确定性因素对模块化战术导弹总体参数影响较为敏感,从而导致设计出的导弹无法满足要求问题,开展了模块化战术导弹不确定性优化设计。以某38 kg级别直升机载空地导弹为研究对象,采用稳健性优化设计理论,建立模块化导弹稳健性优化设计模型,分析载荷质量与质心位置、速度方案、弹道方案3类不确定问题对导弹起飞质量与设计约束的影响。优化结果表明:在付出很小质量代价基础上,稳健性优化方案可降低不确定性因素对设计目标的影响,大幅度提升满足设计约束的概率。方案对比分析表明:增加导弹飞行高度与续航阶段末速可提升模块化直升机载空地导弹起飞质量稳健性;增加续航段末速与尾舵展长、减小弹翼展长可提升设计约束稳健性。

垂直发射多用途导弹发展现状与研究方向

现代典型的多用途导弹均采用倾斜发射方式,发射慢、载弹量小;本文分析了垂直发射导弹的优势及技术现状,提出将垂直发射技术应用于多用途导弹。并对垂直发射多用途导弹关键技术进行总结分析,指出垂直发射技术应用于多用途导弹的工程技术途径,对未来垂直发射多用途导弹发展趋势进行了展望。

结合L1图模型和局部保持投影特征的SAR变形目标识别方法

局部保持投影(LPP)是一种能描述数据实际分布的流形学习算法,可以有效地捕获数据的局部信息。针对高精度SAR变形目标识别问题,文中提出一种结合L1图模型和LPP的SAR变形目标识别算法。考虑到稀疏描述具有判别力且对噪声具有鲁棒性的优点,构建L1图模型捕获样本之间的局部结构。此外,还采用一种正则化方法有效地解决了LPP算法中存在的矩阵奇异性问题。

直升机载光纤制导导弹机弹相容性分析

针对光纤制导导弹挂装直升机载平台使用问题进行了机弹相容性分析。根据筒式发射方式,设计了光纤单端放线方案。综合考虑发射扰动及载机旋翼下洗流等影响因素,进行了导弹六自由度弹道仿真。应用微元法,分析了制导光纤下降速度。对发动机尾流场进行建模,确定了发动机尾焰影响区域。研究结果表明,光纤制导导弹与直升机载平台机弹相容性满足要求。文中的研究对于直升机载光纤制导导弹的工程研制具有参考意义。

基于RTK的毫米波导引头性能评估方法

毫米波导引头可穿透云、雨、烟、雾,实现目标的全天候探测,其性能指标直接决定了控制算法的设计。为保证造价昂贵的毫米波制导武器系统的命中精度和毁伤效果,需要对毫米波导引头的性能进行准确的评估。然而仅仅通过实验室测试无法模拟真实的作战使用环境,需要高精度的外场测试方法准确评估导引头性能。针对此问题,提出了一种基于RTK的毫米波导引头性能评估方法。首先,基于GPS的测量结果实时计算导引头参数;然后,将计算结果与导引头自身的输出进行对比分析;最后,评估毫米波导引头各性能指标的精度。实测数据验证了所提方法的有效性。

基于最小二乘法的弹体参数辨识工程算法

针对导弹弹体参数辨识问题,以轴向过载为观测量,在发动机地面点火试验推力数据和导弹风洞试验气动数据基础上,设计了推力修正系数和阻力修正系数,并分别建立了导弹发射增速段、续航飞行段和无动力滑行段最小二乘法弹体参数辨识模型,解决了传统最小二乘法辨识方程病态问题,仿真结果验证了该算法的有效性和正确性。该算法适用于导弹工程研制。

一种亚声速导弹气动力计算方法

为满足战术导弹方案设计初期对计算精度和效率的需求,建立了一种具有中等计算精度的亚声速导弹气动力快速评估方法。采用涡格法计算导弹升力、压力中心、尾舵效率以及动导数,基于部件叠加原理来评估阻力。对某战术导弹计算分析后,结果表明:当马赫数在0. 3～0. 6,攻角在0～8°范围时,该方法各气动参数的最大计算误差在15%以内,且单个状态点的计算时间不超过20 s,在概念设计阶段具有较好的计算精度和较高的计算效率。

基于层次分析法的导引头选型决策研究

以某型反坦克导弹导引头方案论证分析为背景,针对不同体制的单模、双模和多模复合导引头,在全天候使用能力、抗干扰能力和成本等约束条件下,运用层次分析法,构建了导引头选型决策递阶层次结构模型,通过对判断矩阵进行层次排序和一致性检验分析,获得了满足总体需求的最佳决策方案。该方法可定量评估导引头体制选型结果,提高了决策可靠性,对于导弹总体方案论证具有一定参考价值。

基于脉冲推力/气动力复合控制的高速动能导弹控制方法研究

设计了一种基于脉冲推力/气动力控制的高速动能导弹复合控制系统。首先建立了滚转导弹的数学模型,然后对脉冲推力/气动力复合控制系统工作流程进行了描述,设计了脉冲发动机点火策略;最后通过仿真算例对复合控制方法进行了验证和分析。仿真结果表明:设计的复合控制系统能够有效降低滚转高速动能导弹的发射初始扰动,具有一定的应用价值。

舵机故障影响分析及容错控制研究

针对舵机故障情况对导弹飞行控制性能的影响问题,在舵指令分配模型和舵机故障影响分析基础上,分别提出针对1片舵机故障的容错控制算法和针对2片舵机故障的容错控制算法。该算法可在舵机故障时对正常舵机指令重新分配,补偿故障舵机引起的干扰力矩。仿真计算结果表明,该算法可完全消除1片舵机故障的影响,降低2片舵机故障产生的干扰,保证导弹命中目标。文中的研究有利于提高导弹系统工作可靠性。

中小型战术导弹伺服弹性工程试验方法

提出了一种可适用于中小型战术导弹的伺服弹性工程试验方法,选取导弹飞行特征点进行参数处理,开展开环和闭环试验,验证导弹飞行的稳定性。将该试验方法应用于某导弹,考核了控制系统与结构、气动的耦合性能,指导了导弹的总体设计,可提升武器的总体性能。

滑模变结构导引律在防空反导技术中的应用

针对防空反导末制导段攻击机动目标的问题,以零化弹目视线角速率为依据,设计了一种性能较好的滑模变结构导引律。该导引律在攻击机动目标时具有较高的制导精度,整个攻击过程的弹目视线角速率变化较小,有效解决了抖振问题,同时实现了导弹法向过载的合理分配。仿真结果验证了该导引律的有效性。

基于四元数的垂直发射导弹数学建模及控制策略研究

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。

主要扰动因素对飞行弹道参数的影响分析

针对导弹实际飞行弹道与理论弹道的偏差问题,以导弹六自由度弹道方程为基础,分别建立了发动机推力偏心、弹翼及舵安装误差、横风干扰等主要扰动因素模型。仿真计算和对比分析了上述扰动因素对飞行弹道参数的影响。研究结果表明,弹道侧偏主要受发动机推力偏心、舵安装误差、横风干扰影响,弹翼安装误差和舵安装误差会引起明显的弹体滚转扰动。

低RCS目标雷达散射特性增强方法研究

隐身飞机的出现对导弹的作战能力提出了更高的要求,增大敌方目标自身雷达散射特性是未来导弹反隐身技术发展的一个重要方向。为了实现低RCS目标电磁增强,本文拟针对典型隐身飞机,基于电磁理论和导弹反隐身技术,设计了几种不同的目标RCS增强方案;利用基于多层快速多极子算法(MLFMM)的FEKO软件,计算、分析不同增强方案在低RCS目标载体上的RCS特性和增强效果,其结论为未来导弹反隐身技术和智能化导弹的发展提供参考。