双层板超高速撞击弹道极限方程综合建模

现有双层板结构弹道极限方程是在特定工程背景下研究得出的,方程的通用性和预测精度有待完善。由于双层板超高速撞击物理特性复杂,综合理论分析、数值仿真和试验研究的方法,对双层板弹道极限方程进行综合建模。基于量纲分析方法建立双层板弹道极限方程的一般形式,根据弹道极限方程的一般形式设计仿真工况,根据数值仿真结果确定弹道极限方程的指数和系数,最后应用优化方法修正方程的系数得到双层板弹道极限方程。综合建模方程对试验数据的预测精度比经验方程有显著提高,表明综合建模方程更适用于预测双层板结构的弹道极限。     

射流侵彻陶瓷靶过程数值仿真计算

陶瓷靶板因其高强度、低密度特性在装甲防护中得到了广泛的应用,其抗侵彻机理得到了世界各国的广泛关注.利用有限元程序LS-DYNA对射流撞击侵彻陶瓷靶过程进行了三维数值仿真计算.获取了射流陶瓷材料的侵彻深度和速度,并与中碳钢抗侵彻过程进行对比.开展了陶瓷复合把抗射流侵彻仿真计算,并对计算结果进行了相应的对比分析.结果表明与中碳钢相比陶瓷材料对于低速段射流有较高的防护能力,对高速段射流防护能力较弱,这一结果与已有的试验结果相吻合.     

基于扰动大气模型的乘波构型飞行器再入弹道仿真

作者在半速度坐标系建立临近空间乘波构型再入飞行器质心动力学方程,将地球扰动大气模型应用于飞行器再入弹道分析,讨论了再入点运动参数和飞行器设计参数对标准弹道的影响,完成了不同大气模型对飞行器再入弹道射程、高度、过载、热流特性影响的对比分析。仿真结果表明：大气模型的变化对临近空间乘波构型飞行器再入弹道终点高度、最大过载、最大热流、总吸热量等参数影响明显,飞行器总体、结构、热防护、导航、制导与控制等系统设计必须考虑大气参数变化的影响。     

卵形弹丸高速正侵彻混凝土靶板的数值仿真

利用非线性动力学有限元软件Ls-dyna对CRH为3的不同弹体材料的卵形弹丸以不同撞击速度对混凝土靶板作用过程进行数值模拟研究,并且与相应的实验进行对比.重点研究了在不同弹体材料及撞击速度下,弹体质量侵蚀结果及其对侵彻性能的影响.发现在该结构下某种弹体材料的弹丸对应着极限穿透深度,即随着侵彻速度增加,其侵彻深度反而减小;且发现弹丸阻力的时程曲线都出现多个比较明显的峰值,速度越大,其峰值也越大.当材料的屈服强度较大时,其峰值波动的持续时间也就变得较长,相应的侵彻深度也会增加.     

一种利用弹体轴向加速度测量值解算弹道的方法

提出了一种可用于弹道修正弹药弹道预测,利用弹体轴向加速度测量值结合2-d质点弹道方程进行弹道解算的方法.根据2-D质点弹道模型,分析了弹体轴向加速度与弹丸速度变化率之间的关系.建立了利用弹体轴向加速度测量值进行弹道解算的数学模型.利用靶场试验数据对这种方法进行了验证,解算弹道诸元与实测值基本吻合.最后分析了弹体轴向加速度测量误差对弹道解算精度的影响,发现加速度传感器零位偏置误差对解算精度影响显著.     

考虑阻力系数时变的下压段半解析时间预测方法

高超声速飞行器下压段飞行环境复杂、弹道参数变化剧烈、被动减速较快,传统解析预测采用的常值阻力系数假设不再适用。考虑攻角、马赫数影响,对阻力系数表达式进行拓展,基于解析理论对复杂弹道方程加以简化,得到以剩余射程为自变量的微分方程,通过数值积分快速求解弹道诸元,提升全弹道快速规划能力。典型弹道仿真表明,与传统常值假设相比,所提方法可将俯冲下压段的时间预报误差降低到1 s左右,同时不增加计算复杂度,实现滑翔飞行器俯冲飞行时间、速度、动压的精准、快速预报。     

基于遗传规划的炸弹弹道分组拟合模型

针对传统弹道拟合方法需要事先设定拟合方程的函数结构形式且不能很好适应大范围投射条件的问题,提出了一种分组遗传规划的炸弹弹道拟合方法。首先,依据动力学仿真实验得到炸弹在不同投射条件下的弹道样本。然后,采用分组遗传规划对样本数据中弹道诸元和投射初值进行输入输出映射拟合训练,得到了多组弹道拟合方程,并进行了未分组和分组拟合方程式之间的精度和泛化性比较。大量检测验算说明,采用分组遗传规划得到的弹道拟合方程式组具有物理关系明确、拟合精度高、泛化好、实时解算快等特性。     

手枪弹入靶参数对软防护人体钝击影响分析

为研究手枪弹入靶参数对带软防护人体钝击效应影响情况,基于人体上躯干数字模型,建立了手枪弹钝击带软防护人体上躯干的有限元计算模型,分别以3种入靶速度撞击心脏、肝脏、肺脏和胃4个部位,基于有限元法对手枪弹钝击带软防护人体上躯干的冲击响应进行数值计算,仿真结果定量揭示了手枪弹在不同入靶速度和位置下,钝性带防弹衣的人体产生损伤的压力传递机制及入靶参数对钝击效应影响规律,为软防护冲击效应分析与损伤评估提供了基本数据。     

变结构自适应制导规律研究

由于变结构控制的滑动模态具有完全的自适应 ,不必全面研究系统的各种摄动及外干扰 ,而只需要根据高速度大机动目标的特点 :一个是机动 ,一个是高速 (包括速度变化 ) ,对两者实现自适应 ,把各种干扰及偏差的影响归入有关增益系数上加以考虑 ,在选择增益系数上进行了深入的研究。应用变结构自适应控制理论 ,推导出一种适用于导弹拦截高速度大机动运动目标的空间制导规律 ,该制导规律能将系统引向滑动面 ,并保持在滑动面上运动。因此将它应用于导弹跟踪标准优化弹道 ,经导弹拦截目标弹道数字仿真 ,取得了良好的结果。     

12.7mm口径空心弹丸空气动力学特性分析

为了更深入的了解空心弹丸的空气动力学特性,对空心弹丸和实心弹丸的外弹道流场分别建立了三维无粘Euler方程,并对两者的外弹道过程建立了弹丸质心运动微分方程组。以12.7mm口径实验弹为对象进行数值模拟仿真计算。通过对比分析,得出:由于结构特别,空心弹丸的阻力系数比实心弹丸小很多,并且在外弹道过程中,空心弹丸能够更好的保持飞行速度和弹道高,更有利于提高自动武器的射击效果。     

Velocity measurement technique for high-speed targets based on digital fine spectral line tracking

1.INTRODUCTIONWith the increasing demands for high performanceradar,velocity measurement has become a necessaryfunction of modernradar systems.It is one of thei m-portant features to distinguish a true warhead fromdecoys in missile defense phased array radar systems.The reason for this is that the velocities of warheadsand decoys are different because of their differentmasses.Velocity measurement can also be used tocompensate for the phase distortion of wideband echosignals to prevent spe…     

SUKF在导弹姿态估计中的应用

针对弹道导弹惯性星光复合制导系统(SINS/CNS)中的导弹姿态估计问题,设计了一种利用星光观测向量估计导弹姿态的SUKF滤波器。该滤波器中的导弹姿态运动学方程采用Rodrigues参数来描述,避免了利用四元数时的频繁正规化操作,利用四元数估计方法(QUEST)建立了Rodrigues参数测量方程,并给出了滤波器各参数的设计方法。通过将该算法应用到某弹道模型的仿真中,检验了该方法的有效性。     

舰炮曲射弹道的火控解算模型及其仿真研究

舰炮只采用低伸弹道存在缺陷，而同时采用曲射弹道可弥补其不足。从舰炮武器系统的作战需求论述了采用曲射弹道的必要性，同时建立了解弹道方程求解舰炮射击诸元的数学模型、求解弹丸飞行时间和快速迭代解命中模型、利用最小二乘方法进行弹道气象条件误差源辩识分离模型等的综合火控解算模型。通过仿真验证了模型的可行性。     

军用电站雷电过电压电磁暂态仿真研究

针对军用电站雷电过电压电磁暂态模型复杂度高和计算误差大的问题,以典型军用电站为研究对象,提出了军用电站电力电子设备离散-连续分离建模方法,建立了电缆、控制箱等雷电防护关键部件的电磁暂态模型,并采用插值算法对开关的暂态等值电路模型进行修正,提高了开关动作时刻仿真模型的准确性。基于PSCAD/EMTDC软件构建了军用电站雷电过电压电磁暂态仿真系统,通过大量的仿真试验,获取了接地电阻、浪涌保护器等对军用电站耐雷水平的影响规律,基于此开发的模块化军用电站雷电过电压防护装置可阻塞沿不同电能制式、电压强度的电源/数据/信号线引入的雷电过电压,进一步验证了仿真模型的正确性。     

鸭式布局双旋弹建模及弹道重构

建立了一种新型旋转弹丸的7自由度弹道模型,根据该模型对弹丸的弹道特性进行了数值分析,并利用无迹卡尔曼滤波算法对双旋弹的弹道进行重构和滤波,使弹载设备的测量信息更加精确,为制导系统提供更加精确、可靠的测量数据。通过数值仿真的表明:双旋弹和传统旋转弹的主要区别是在其弹轴方向上增加了一个自由度,弹丸前体低速旋转甚至静止不动以提高弹载控制系统的控制精度,后体高速旋转保持其陀螺稳定性。通过无迹卡尔曼滤波算法进行弹道重构能够有效地提高测量数据的精度,消除测量误差,得到较为准确的测量数据。     

Research on ballistic missile laser SIMU error propagation mechanism

It is necessary that the laser inertial system is used to further improve the fire accuracy and quick reaction capability in the ballistic missile strapdown inertial navigation system. According to the guidance controlling method and the output and error model of ballistic missile laser SIMU, the mathematical model of error propagation mechanism is set up and any transfer environmental function of error coefficient that affects the fire accuracy is deduced. Also, the missile longitudinal/lateral impact point is calculated using MATLAB. These establish the technical foundation for further researching the dispersion characteristics of impact point and reducing the laser guidance error.     

基于DCNN的弹道中段目标HRRP图像识别

针对弹道中段目标识别问题,现有的基于高分辨距离像(high resolution range profile, HRRP)的识别方法直接提取一维HRRP(1-dimension HRRP, 1D-HRRP)的整体特征,对局部特征提取能力较弱,且由1D-HRRP数据提取的特征的表达能力有限,为此提出了一种基于深度卷积神经网络(deep convolutional neural network, DCNN)的弹道中段目标HRRP图像识别方法。首先,将1D-HRRP转化为0-1二值图像,从而把数值变化特征转化为图像结构特征;然后,构建DCNN逐层提取图像的局部特征和共性特征并进行识别;最后,结合Dropout和L2正则化双重机制缓解DCNN过拟合问题,利用AdaBound算法提高DCNN训练收敛速度和识别正确率。实验结果表明,所提出的基于HRRP图像的弹道中段目标识别方法比其他12种基于1D-HRRP或二维HRRP(2-dimension HRRP, 2D-HRRP)的识别方法正确率更高,在测试数据集上达到了96.28%,实验结果验证了该方法的有效性。     

基于DCNN的弹道中段目标HRRP图像识别

针对弹道中段目标识别问题,现有的基于高分辨距离像(high resolution range profile, HRRP)的识别方法直接提取一维HRRP(1-dimension HRRP, 1D-HRRP)的整体特征,对局部特征提取能力较弱,且由1D-HRRP数据提取的特征的表达能力有限,为此提出了一种基于深度卷积神经网络(deep convolutional neural network, DCNN)的弹道中段目标HRRP图像识别方法。首先,将1D-HRRP转化为0-1二值图像,从而把数值变化特征转化为图像结构特征;然后,构建DCNN逐层提取图像的局部特征和共性特征并进行识别;最后,结合Dropout和L2正则化双重机制缓解DCNN过拟合问题,利用AdaBound算法提高DCNN训练收敛速度和识别正确率。实验结果表明,所提出的基于HRRP图像的弹道中段目标识别方法比其他12种基于1D-HRRP或二维HRRP(2-dimension HRRP, 2D-HRRP)的识别方法正确率更高,在测试数据集上达到了96.28%,实验结果验证了该方法的有效性。     

基于UKF的导弹SINS/CNS姿态估计方法

针对中远程弹道导弹的特点,在分析研究捷联惯性导航系统/天文导航系统(strapdown inertial navigation system/celestial navigation system, SINS/CNS)组合导航测量修正方案的基础上,建立了导弹四元数运动学方程、陀螺测量模型,星敏感器测量模型等系统方程,将无轨迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter, UKF)算法应用于主动段关机点环境,通过对陀螺常值漂移、一阶漂移的在线估计,达到高精度导弹姿态的实时输出。与EKF、QUEST、MLS和捷联惯性迭代递推算法比较,仿真结果表明了UKF算法具有更高的精度,收敛快,适于在无控飞行阶段的工程应用。     

高空气动特性对远程弹箭弹道的影响研究

为了考察远程弹箭高空条件下的弹道特性,推导了远程火箭在高空稀薄气体中的阻力系数表达式,对阻力系数在稀薄大气中随马赫数与攻角的变化进行了计算分析。提出在高空弹道计算中应考虑稀薄大气的影响,把整个弹道分成稠密段、过渡段和稀薄段三部分,全弹道的阻力系数与各段对应使用。仿真结果表明,稀薄气体中的阻力系数比稠密大气中的大,采用复合阻力系数进行弹道计算比完全采用稠密大气中的阻力系数计算更符合实际。