内弹道多普勒信号处理方法

内弹道多普勒信号处理方法目前主要有Hilbert变换及时频分析,针对Hilbert变换处理内弹道运动参数计算过程复杂、运算量大的不足,文中提出基于时频分析的内弹道多普勒信号处理方法,设计内弹道模拟试验装置进行测试,结果表明,时频分析程序实现简洁、速度快、效率高,位移精度与Hilbert处理结果相当,两种方法成功应用于火炮内弹道运动参数测量中。     

一维弹道修正弹气动分析与射程修正控制算法

为了提高炮弹的射击密集度,以安装有阻力环的一维弹道修正弹为研究对象,研究了阻力环结构对弹丸气动特性的影响情况,及通过控制阻力环打开时刻实现射程修正控制的算法。基于数值模拟方法,通过对相同外露高度和不同安装位置的阻力环结构方案进行外流场数值仿真和气动力参数计算,得出不同模型的增阻情况,为一维弹道修正弹气动外形设计提供参考。应用自编的一维弹道修正弹外弹道计算程序,分析了阻力环打开时刻对修正能力的影响,研究了阻力环打开时刻的计算方法。研究结果可为一维弹道修正炮弹的外弹道设计提供依据。     

拉姆导弹总体构型设计分析

分析旋转导弹在锥形运动条件下的控制策略,使之既可用于调整弹体姿态,又可用于控制锥形运动幅度,得出拉姆导弹在构型上采用中立稳定及减小横向转动惯量的设计;利用矩形舵面与三角形舵面产生的涡旋所造成的不同气动光学效应对激光引信虚警的影响,分析拉姆导弹采用三角形舵面的合理性;借助于变质量陀螺方程,分析在主动段发动机尾喷口直径的大小对导弹自旋速度变化的影响,得出发动机尾喷口直径应与燃烧室内径相等的结论。     

二维弹道修正弹鸭舵修正机构气动特性研究

为了研究鸭舵式修正机构的气动特性,对几种不同形状、不同面积鸭舵的阻力、升力、各项力矩进行了分析,提出了基于鸭舵修正机构的修正方法,建立了舵片实现减旋后的弹道模型,并分析了不同形状舵片在相同时间点进行弹道修正后的修正能力。分析结果表明在保证较好舵翼气动外形的基础上,尽量选择大展弦比的舵翼,这样能更好的提供较大升力和偏航力。     

导轨式机载导弹发射动力学模型及影响因素分析研究

针对导轨式机载导弹发射过程的特点,建立了包含发射倾角、滑轨长度、发动机推力偏心和随机风扰动等因素的动力学数学模型,并对其影响规律进行了分析;基于仿真计算,获得了在不同随机干扰因素下导弹的离轨运动规律和离轨参数。仿真结果对机载导弹导轨式发射系统设计提供工程计算的理论依据。     

迫击炮弹弹道一致性检验与设计探讨

探讨迫击炮弹弹道一致性检验与设计技术,研究可供参考的设计控制方法。基于弹箭弹道一致性检验原理和方法,阐述了迫击炮弹弹道一致性的理论设计方法。其实质是通过外弹道计算,使两种弹的弹道差小于一致性设计控制限。结合设计实例,以成对交叉检验法为基础,给出了具体的设计控制和检验过程。试验结果表明,所阐述的设计控制方法是有效的,有一定的实用价值。     

利用轨迹诱导的欺骗式GPS干扰技术研究

为了干扰敌方GPS卫星导航设备,使其无法提供正常的导航信息,文中提出了一种根据探测到的飞行器轨迹,通过在每颗卫星上施加不同的传播时延和多普勒控制量来实现位置和速度同时欺骗的方法,并给出欺骗控制量的计算算法。该干扰技术适用于GPS民码和军码方式下的导航欺骗,且不易被检测和抑制;为导航战下的卫星对抗提供了有效的干扰手段。     

反坦克导弹连指挥控制仿真系统设计

为了加快反坦克导弹连指挥控制系统信息化进程,并对其设计过程提供辅助与验证的有效手段,文中基于反坦克导弹连指挥控制系统,提出了一套数字化、可视化仿真系统,并从功能作用、设计流程、硬件系统、软件系统等方面论证其设计方案与可实施性。结果表明该设计清晰合理,能够提高指挥控制系统的设计效率、优化设计方案。     

弹载有源诱饵对导弹诱偏过程仿真研究

为了研究弹载有源诱饵对雷达制导导弹进行诱偏的过程。首先分析了弹载有源诱饵对来袭导弹进行诱偏的一般战术过程;其次根据诱饵弹和导弹的运动特性,建立了三维比例制导条件下导弹接收到的干扰功率和飞行轨迹的相关数学模型;最后结合实例,给出了整个诱偏过程中的干扰功率及诱饵弹、导弹运动轨迹的仿真结果。结果表明所建立的仿真方法和模型能够准确描述整个诱骗过程,为分析弹载诱饵诱骗导弹的过程提供了一种量化的方法。     

潜射导弹发射内弹道仿真研究

为保证导弹平稳出筒,对以燃气-蒸汽为发射动力的发射内弹道计算模型进行了改进,并以某型潜射导弹为例对计算模型进行了仿真计算.结果表明,改进后的模型能够有效降低导弹出筒时刻筒内气体工质的压力,从而实现导弹平稳出筒.这对燃气-蒸汽发射动力系统的设计具有一定的参考价值.     

无人机导弹发射对机翼的气动干扰

无人机导弹发射过程中,导弹尾气流对无人机机翼产生一定的气动干扰,影响载机的安全飞行.本研究以Fluent软件中非结构动网格理论为基础,采用k-ω二阶湍流模型对不同挂载位置的导弹发射过程进行模拟,得出无人机导弹发射过程中,导弹尾气流使得机翼周围空气流场发生变化,飞机的气动性也随之发生改变,不同挂载位置下导弹的发射对机翼的气动性影响也有所区别.其研究结果为无人机机载导弹发射提供参考.     

涵道式飞行器前飞气动特性分析与仿真

由于涵道本体与螺旋桨之间存在相互影响的气动关系,使得小型涵道式飞行器飞行状态的气动特性更加复杂。为了分析涵道与螺旋桨的相互影响对飞行器整体气动特性的作用效果,文中在理论分析的基础上利用CFD软件对相应气动参数进行了数值计算。涵道的存在虽然提高了飞行器整体的气动升力,但也增大了其飞行状态下的气动阻力与俯仰力矩。因此,小型涵道式飞行器的气动结构应进行合理的优化,以期提高其整体气动效率。     

基于引信头锥摆动的弹道修正执行器设计

良好的执行器在弹道修正系统中不仅能够简化控制器的设计,降低功耗,而且能够有效提高弹道修正效率,因此,执行机构的设计也是进行弹道修正控制的一个重要环节。文中以一种尾翼微旋火箭弹为研究对象,在分析弹道修正系统对执行机构输出和响应时间要求的基础上,设计了一种适用引信头锥摆动的电机驱动和齿轮传动的执行机构,并提出一种驱动执行算法。     

基于分形维数的质心干扰对抗方法

为提高质心干扰对抗效果,分辨普通箔条云和包含舰船的箔条云,首次运用分形方法研究箔条云团的分形特性,提出了适用于分形分析的雷达数据预处理方法,并分析了箔条云和包含舰船的箔条云在分形维数上的差别。实验结果显示,分形维数可以准确、稳定的描述箔条云和包含舰船箔条云回波的差异,说明提出的方法可以用于分辨这两类目标,为质心干扰对抗研究和箔条特性研究提供了新思路。     

舰载雷达间歇关机对抗反辐射导弹模型研究

为研究舰载雷达间歇关机下反辐射导弹(ARM)对舰载雷达的命中能力,根据影响ARM命中精度的主要误差源,建立了舰载雷达在不采取和采取间歇雷达关机对抗条件下ARM对舰载雷达的命中误差模型。仿真结果反映了舰载雷达关开机时间比、关机时间以及ARM自身参数对命中概率的影响,并表明通过选取舰载雷达合适的关开机时间比值对抗ARM可以取得较好效果。     

炮射导弹飞行状态下电磁能量耦合规律研究

为了研究炮射导弹在飞行状态下的电磁能量耦合规律,利用传输线矩阵法(TLM)分析了强电磁脉冲对飞行状态下导弹的耦合效应;通过建立导弹实体模型,改变入射角度和电场极化方向,得到了电磁脉冲对导弹的电磁能量耦合规律。结果表明:入射波垂直导弹中心轴入射的情况下,电场水平极化耦合到弹体内部的场强幅值比垂直极化和45&极化时的场强幅值大;当入射波入射方向变化时,导弹内部耦合场的变化明显。     

高超声速飞行器翼面气动加热的工程计算方法

翼面气动加热是高超声速飞行器面临的核心问题之一。文中基于参考焓法及经验公式,采用片条理论对飞行器翼面进行热流密度估算;考虑了不同飞行参数及翼型参数对翼面迎风面表面温度分布的影响;给出了高超声速飞行器翼面气动加热工程计算流程。采用文中方法,对高超声速飞行器常用的双凸形翼型进行气动加热计算,结果表明攻角、飞行马赫数、前缘后掠角、翼型相对厚度对翼面温度分布影响显著。该方法可用于高超声速飞行器翼面快速设计。     

导弹发射系统发射内弹道热-流耦合仿真研究

为了研究导弹发射系统发射内弹道特性,采用Fluent软件建立了内置式发射动力系统发射过程仿真模型,使用动网格技术模拟了导弹在发射筒内的运动过程,通过发射系统流场及固体壁面间的热-流耦合计算,得到了导弹发射出筒过程中的能量利用系数.仿真所得的内弹道结果能较好地与试验结果吻合,发射动力系统耗散的热量约为发射筒耗散热量的1/...     

网络化弹药系统设计实现

为了实现弹药系统的网络化,阐述了网络化弹药的工作流程,分析了时分多址通信协议下时隙分配法和轮询法的原理、困难和优缺点,结合微控制器和无线通信芯片完成了硬件原理设计和物理实现,通过Matlab语言设计了Windows操作系统下的图形化控制界面。经实验验证,网络化弹药系统符合功能要求,通信协议逻辑简单、可靠,无数据收发时处于低功耗模式,硬件模块化,扩展性好,适用于长期值守的网络化弹药系统。     

一种干涉仪数据斑点型野值修正方法

为满足干涉仪数据预处理的精度要求,提出了斑点型野值修正方法。深入分析了干涉仪数据特性,在其二阶差分平稳特性基础上提出了恒加速度运动规律修正方法,提高了数据处理精度,缩短了质量分析的时间。最后,通过仿真验证表明了该方法的有效性。