不同炮兵标准气象条件下决定射击诸元一致性分析

比较了国内炮兵标准气象条件和北约炮兵标准气象条件的气温和压力分布差异,计算了两种炮兵标准气象条件下的射程,导出了两种炮兵标准气象条件下弹道气象诸元偏差关系公式,通过算例分析了两种标准气象条件下的决定诸元的一致性。得到的结果为:尽管两种标准气象条件有差异,但两者弹道气象诸元的精确层权基本相同,气象诸元偏差修正系数基本相同,对北约标准的气压偏差为对国内标准的气压偏差加上同高程国内标准气压对北约标准的偏差,对北约标准气温偏差为国内标准的气温偏差加上相同弹道高下国内标准气温对北约标准气温的弹道温偏;两者弹道纵、横风基本相同,决定射击诸元具有一致性。     

炮弹轴向加速度测量方法

炮弹轴向加速度是一维弹道修正引信进行射程修正的重要参数，为了消除传感器安装在远离炮弹质心的引信中而引起的离心加速度，采用艰加速度传感器纵向排列的方法检测炮弹质心轴向加速度，利用弹道方程生成随机弹道作为实际弹道进行了仿真分析，设计了测量装置，在弹丸飞出炮口的时刻，弹载加速度传感器开始采集上升阶段的弹丸轴向加速度，进而利用数值积分法计算出射程偏差量，将算法仿真得到的射程偏差量与理论值进行比较，证明该方法能够满足工程实现要求。     

基于高度的阻力系数实时修正方法

针对不同弹道高度的气象不同引起雷诺数不同,进而导致阻力系数不准确的问题,提出了基于高度的阻力系数实时修正方法。该方法通过空气动力计算软件获取到同一马赫数不同高度气象条件对应的弹丸阻力系数变化量与高度的对应关系,在弹道解算中,采用弹丸实际弹道高度插值该关系,实现了弹丸阻力系数的实时修正。155 mm榴弹底排弹最大射程角验证结果表明,4 500 m海拔时,高度修正的阻力系数对弹丸的射距和横偏影响可达2%,从弹道顶点时刻开始弹丸落点预测,采用修正后的阻力系数较采用地面阻力系数的落点预测精度约提高了一倍。     

某型舰炮增加射程可行性分析

火炮射程是舰炮武器系统的重要战术性能指标,提高火炮射程可以有效提高舰炮的作战性能。在对某舰炮武器系统结构不做大的改动条件下,通过对比、分析与计算提出了通过提高弹丸初速来增加火炮射程的技术途径。分析了提高弹丸初速对火炮结构的影响,并提出了相应的解决方案。通过分析弹丸初速提高后对炮口动能和反后坐装置的影响,对弹丸初速提高后火炮结构的适应性进行了分析。分析结果可为该型舰炮的改造和设计研究提供参考。     

火炮首发射弹偏差因素分析及试验数据处理

定性分析了火炮首发射弹偏差的误差源，就引起首发射弹偏差的火炮射角和弹丸初速两大主要因素进行了理论探讨和试验分析。对某130mm加农炮首发炮弹火炮跳角的试验数据进行了数学期望的参数检验。通过检验，后续各发射弹与首发射弹的跳角相差很小，首发射击后影响火炮跳角的主要因素并没有改变，因此可以认为引起弹丸射角变化的因素不是造成首发射弹偏差的主要因素，从而排除了引起首发射弹偏差的一个误差源。对首发与后续各发射弹的弹丸初速偏差作了配对检验，认为弹丸初速偏差是产生首发炮弹射程偏差的主要原因。     

基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法研究

为了评估目标射程状态下再入偏差精度指标分配,提出一种基于小样本试验数据再入偏差折合及评估方法。首先分析再入段干扰因素对飞行器再入运动特性及落点偏差影响机理,建立考虑各种再入偏差因素影响动力学和运动学计算数学模型,计算干扰条件下目标射程和试验射程再入偏差,求出试验射程至目标射程再入误差折合系数,分离试验条件下再入偏差,并折合至目标射程状态。将该方法应用于飞行器试验数据分析,得到了小子样试验数据条件再入偏差评估结果。方法及研究结果对再入误差分析计算和落点偏差精度指标评定具有重要应用价值。     

炮弹记转数定距影响因素分析

为了通过记录炮弹飞行中绕纵轴的转圈数确定距离、在同一距离上形成弹幕以提高小口径炮弹的效能,分析了不同弹道参数变化对记转圈定距的影响.基于旋转稳定弹丸的6D刚体弹道方程,导出了弹丸转圈数公式,可对弹丸圈数进行准确计算.结果表明,射角变化、初速误差、发射时药温变化、弹道上横风对同样转数的飞行距离影响较小;初始扰动、弹道上气压、气温变化和纵风等对同样转数的炮弹飞行距离有较大影响,距离越远,差异越大.     

基于麻雀搜索算法优化BP神经网络的弹丸射程预测研究

弹丸发射参数、气象条件等会影响弹丸射程,其构成的影响体系复杂并难以准确预测。针对BP预测算法会因初始权值和阈值取值不当导致陷入局部最优的问题,建立了麻雀搜索算法(SSA)优化BP神经网络的弹丸射程预测模型,以弹丸射程作为输出指标,选取弹丸初速、发射角度和风力条件作为影响因素输入,经过数据预处理后进行弹丸射程预测;同时与粒子群算法(PSO)和遗传算法(GA)优化BP神经网络预测模型的预测精度进行对比,验证SSA优化BP神经网络模型的预测效果。结果表明,SSA-BP预测模型的平均绝对误差、均方根误差和平均绝对百分比误差分别为10.456 4 m、11.831 3 m和0.058 13%,低于BP、PSO-BP、GA-BP预测模型的相应评估指标,所以SSA-BP模型的预测精度高于BP、PSO-BP、GA-BP预测模型,其可以为弹丸射程预测和远程火力打击研究提供支持。     

基于长短期记忆神经网络的弹丸落点预测

针对高旋榴弹弹丸落点预测传统方法用时较长且易积累误差或对气象变化适用性不足的问题，提出基于长短期记忆(LSTM)神经网络的落点预测方法。该方法分别将射程和横偏作为序列数据建立LSTM落点预测网络模型，用不同气象条件下的弹道数据训练网络模型，实现了弹丸落点预测快速准确且适用复杂气象的计算。仿真结果表明，该方法能够快速准确地预测复杂气象下的弹丸落点，且预测时间仅为数值积分法的十分之一。     

尾翼稳定动能弹弹托轴距及位置对发射动力学特性的影响

为确定尾翼稳定动能弹弹托轴距大小与位置变化对发射动力学特性的影响而制定了试验方案。对发射过程中的变量进行了测量，其中包括火炮动力学特性、弹丸的中间弹道及外弹道特性。所有弹丸的变量都单独测量、汇总并与弹丸碰撞目标的结果比较。计算了每个变量的偏差并与靶板的碰撞偏差比较。使用偏差模型计算的变量偏差将与目标的实际碰撞偏差进行了比较。对不同的弹丸所得到的变量偏差有高也有低。变量的低偏差是由于强偏向性或变量的     

一种新的SAR图像机动目标变化检测算法

针对地面机动目标的变化情况分析，提出一种新的SAR图像机动目标变化检测算法。其改进了传统灰度聚集度的计算方法，提出利用局部最高最低灰度均值、区域方差特征进行机动目标的出现、消失以及各种非目标类别变化的判断；检验算法对乘性噪声和多种配准误差的适应能力，结果验证了算法良好的变化检测能力，时效性和稳健性。     

入口气流参数对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响分析

为了研究固体燃料超燃冲压发动机燃烧室入口气流参数对发动机性能的影响,将固体燃料燃面退移速率模型耦合到准一维流动方程中,提出了一种燃烧室的准一维设计和性能分析方法。利用该方法,在飞行条件一定的前提下,改变燃烧室入口气流参数总压、总温、马赫数,得出了各工况下的燃烧室初始型面尺寸并分析了其性能。研究结果表明：在设计飞行条件下,提高燃烧室入口气流的总压和总温均能提高燃烧室的性能,但总温对燃烧室性能的影响更大;燃烧室入口较低的马赫数可以减小燃烧室的加热损失,提高燃烧室的性能;在入口气流质量流量和台阶面积比一定的条件下,提高总温和总压、减小马赫数,能提高燃面推移速率,减小燃烧室的长度。     

AUV前视声纳模拟及避障研究

基于软件平台MultiGen Creator和Vega,在虚拟环境下模拟自主水下航行器的避障过程,在HP工作站上开发了自主水下航行器避障视景仿真系统,提出了一种前视声纳的仿真方法,利用Vega提供的碰撞矢量函数和自定义的Volume碰撞方式,模拟前视声纳的功能,并利用声纳所测得障碍物的数据实现了虚拟环境下自主水下航行器的避障。仿真结果表明,该视景仿真能够使仿真系统更加逼真和接近于实际情况,并且满足系统仿真的实时性要求。     

奥克托今在超临界二氧化碳中溶解性能研究

结合高压静态法和紫外分光光度法,确定以乙腈为参比溶液,建立了波长为227nm处HMX/乙腈溶液的工作曲线,测定出不同温度(308.15~328.15 K)和不同压力(8~23 MPa)下,HMX单质炸药在超临界二氧化碳流体(SCCO2)中的溶解度曲线。结果发现:在相同温度下,HMX溶解度随着压力的升高而迅速增大,且高温阶段其溶解度的增幅比低温阶段的要大;在相同压力下,存在一个转变压力(Pvert=9 MPa),当小于Pvert时,HMX溶解度随温度增加而降低,当大于Pvert时,其溶解度随温度升高而增大。本实验测定范围内,每克CO2最多可溶解135.727μg HMX。     

PMMA在固体燃料冲压发动机中燃烧特性的实验研究

为研究聚甲基丙烯酸甲脂(PMMA)在固体燃料冲压发动机（SFRJ）中的燃烧特性,开展了不同装药通道直径、补燃室压强、来流空气质量流率等工况下的SFRJ直连式实验研究。成功获得了不同工况下压强、温度的变化规律、燃面平均退移速率、局部燃面退移速率。实验结果表明：装药通道直径增大,燃面平均退移速率降低,但补燃室压强和温度随之增大;在低压（＜0.8 MPa）条件下,补燃室压强越低,燃面平均退移速率、补燃室温度均随之降低,但影响是有限的。同时,当装药通道直径较小(Dp<=30 mm)时,首次发现了SFRJ的侵蚀效应现象。     

高压星型空压机振动分析与虚拟样机仿真

高压空压机是船舰上的重要设备,其振动噪声是评价空压机性能的重要指标;通过现场测量得出高压星型空压机的振动情况。理论分析星型空压机所受的惯性力和惯性力矩,提出星型空压机的平衡方法;采用Adams软件对星型空压机进行虚拟样机仿真,得出空压机曲柄连杆机构平衡前、后所受振动力的大小;对平衡前后振动力进行频谱分析,表明星型空压机在一阶惯性力完全平衡,二阶惯性力合力为零的情况下,三阶惯性力成为影响振动力大小的主要因素。     

再入返回飞行器舱内压力动态变化的预测技术研究

对于采用封闭舱室布局的再入返回飞行器,短时间内飞行高度的变化会导致舱室结构承受较大的内外气压差。为了减小这种压差载荷,通常会在表面合适位置设计合理的通气孔,使舱内压力随外界压力的变化而变化。提出的准一维等熵流法和非定常CFD相结合的方法,有效地解决了飞行器表面气流高速流动与进排气过程强烈耦合的非定常流动难题,实现了飞行过程中舱内压力动态变化的精确预测,并结合某飞行试验对亚声速状态进行了验证,具有较强的工程借鉴意义。     

杀伤元侵彻明胶虚拟试验技术研究

为了更好地预测杀伤元的杀伤效果,逐步实现虚拟试验替代实际试验,基于杀伤元侵彻明胶精确仿真技术,考虑实际试验中随机变量、试验工况、试验样本量、结果数据处理、试验结果评估及虚拟场景等要素,将有限元软件DYNA形成的杀伤元侵彻明胶求解K文件与VC++ 6.0程序开发结合起来,在求解K文件中自动添加随机变量。同时融入相对标准差公式、杀伤效能评估方程等对虚拟试验结果进行分析,并针对杀伤元数据、虚拟试验数据、实测数据建立数据库,便于结果对比。结果表明：多次虚拟试验结果在一个稳定的范围内分布,多次虚拟测试结果与实际测试结果吻合。     

库德式激光通信终端粗跟踪技术

在库德式通信终端中,望远单元和库德反射镜与电荷耦合器（CCD）探测器之间的相对运动导致光路结构随通信终端姿态变化而改变,使得控制难度增大。为解决这一问题,利用矩阵光学方法建立库德式激光通信终端的CCD测角模型,设计基于模型-PID的控制算法,搭建实验测试系统验证了该算法在瞄准、捕获和跟踪过程中的性能。结果表明：利用实测数据对测角模型进行静态验证时,计算精度的均方根误差优于9 μrad;加入角速度0.1°/s、幅值0.1°的正弦扰动信号进行跟踪测试时,实测动态跟踪误差的标准差优于21 μrad（1σ）,满足激光通信对于粗跟踪单元50 μrad（1σ）跟踪精度的需求。     

新型车载同心筒复燃机理与热环境研究

针对新型车载同心筒自力发射系统热环境评估的问题,基于二阶AUSM格式,依托弹性变形和域动分层结合的动网格技术,采用H2-CO-HCL反应体系17步基元反应的化学反应动力学模型,求解了动态的轴对称复燃流场。数值结果表明,导弹启动之前,内筒出现了燃气向上运动的＂引射效应＂,燃气和内筒空气发生复燃现象;导弹启动后期,内筒出现了富氧气体倒吸进入内筒的＂倒吸效应＂,加剧了内外筒的化学反应;化学反应流的温度比单组份流高800K左右。