基于周期模糊函数的伪码调相与正弦调频复合引信信号参数提取技术

伪码调相与正弦调频（PRCPM-SFM)复合引信信号参数提取是实施引信欺骗性干扰的前提。针对噪声背景下的PRCPM-SFM复合引信信号,通过分析PRCPM-SFM复合引信信号的周期模糊函数,研究了利用周期模糊函数抑制噪声的机理,根据引信信号周期模糊函数的特点,设计了在模糊函数变换域的参数提取算法。仿真分析表明,该方法能有效提取出引信信号特征参数,具有较好的噪声抑制能力。     

CMOS兼容高Q值微机电系统悬浮片上螺旋电感

利用微机电系统（MEMS）表面微加工技术设计并制作了一种应用于无线电引信射频前端的CMOS兼容高Q值悬浮片上螺旋电感。电感的制作工艺在热预算和材料选择上均具有良好的CMOS兼容特性。通过采用铜金属悬浮线圈结构减小了片上螺旋电感损耗因素,显著提高了片上螺旋电感Q值。采用电磁场有限元分析软件HFSS对该电感模型进行了仿真研究,完成了悬浮片上螺旋电感的制备并进行了测量。测量结果表明：所设计的CMOS兼容MEMS悬浮片上螺旋电感Q值在1～7.6GHz测量频段均大于20,在7.4 GHz频段最大值达到了38.     

基于Rife法的线性调频连续波雷达测距算法及实现

介绍了基于Rife法的线性调频连续波（LFMCW）雷达测距算法的原理,给出该算法的实现步骤,并从理论上分析了算法的测距性能。结合可编程门阵列(FPGA) EP3C55F484C8N芯片,进行该算法的编程实现,并将算法嵌入高精度LFMCW雷达中。利用LFMCW雷达进行现场测距实验,实验结果验证了该算法的有效性。     

导气与枪管浮动混合式自动机动力学特性研究

为了研究导气与枪管浮动混合式自动机在高初速榴弹发射器上应用的可行性及通过调节导气装置结构参数匹配枪管组件与枪机框组件后坐能量达到降低武器系统后坐力的目的,基于气体动力学理论和热力学理论,推导考虑热量散失及枪管浮动作用的内弹道和导气装置气流问题的基本方程组。利用该计算模型对高初速榴弹发射器发射动力学进行仿真,得出武器系统自动机运动特性曲线及后坐力随时间变化的曲线。将仿真结果与实验结果进行对比,验证模型的正确性。探讨导气装置导气孔直径、导气孔开孔位置、导气室初始容积结构参数对导气室气体压力变化的影响规律,并分析其对自动机速度曲线及后坐力的影响。在完成自动机自动循环的前提下,采用导气与枪管浮动混合式自动机可将武器的最大后坐力控制在1 100 N内,实现武器低后坐发射。     

黑索今含量对BAMO-AMMO基推进剂力学性能的影响

采用单轴拉伸实验考察了不同含量黑索今（RDX）固体填料对BAMO（聚双叠氮甲基-氧杂环丁烷）-AMMO（聚叠氮甲基-甲基氧杂环丁烷）基推进剂的拉伸力学性能影响。实验结果表明,随着RDX含量的增加,推进剂拉伸强度增加,延伸率减小,在含量为75%~85%时呈现平台效应。采用动态热机械分析（DMA）考察了不同固体填料含量BAMO-AMMO基推进剂的动态力学性能,分析了固体填料含量影响的机理。DMA分析结果表明,推进剂的玻璃化转变温度随RDX含量的变化规律与延生率变化规律一致,RDX含量增加,延伸率增大,玻璃化转变温度升高,损耗角正切值增大。     

基于瞬时空腔效应的明胶靶标与肌肉目标等效性研究

明胶靶标作为肌肉目标模拟物被广泛应用于瞬时空腔效应相关理论和实验研究,建立明胶靶标与肌肉目标瞬时空腔效应的等效关系,对明胶靶标的推广应用具有重要意义。分析了瞬时空腔形成的物理过程,找出了影响瞬时空腔尺寸的主要物理参数;利用相似理论推导出瞬时空腔效应的相似准则方程,并基于不同靶标实验数据求解出方程系数,从而建立了明胶靶标与肌肉目标的空腔效应等效模型;通过球形破片侵彻猪后腿的实验验证了该等效模型的准确性,模型预测的最大瞬时空腔直径与实验相对误差小于4.0%.     

超宽带无线电引信天线设计及仿真

为解决超宽带引信发射机与天线带宽、功率匹配的问题,设计了一种超宽带无线电引信天线。借助CST电磁场仿真软件对三角对称振子天线的馈电点和张角天线性能进行了仿真优化,通过分析其驻波比、天线带宽、天线增益和辐射信号幅度,可得出三角对称振子天线的最佳馈电点为三角形顶端、最佳张角为60°以及时域分析法更适合于超宽带无线电引信天线的仿真与优化。     

空心弹的阻力特性与气动外形数值分析

为了得到具有最小阻力系数的空心弹外形,基于雷诺平均方程以及二阶AUSM 格式,对不同空心弹气动外形的二维流场以及气动力进行了数值计算,得到了不同外形条件下空心弹的内外流场特性,以及阻力系数变化曲线与最小阻力系数的空心弹气动外形。另外,分别对具有最小阻力系数的空心弹与常规空心弹的超声速流场进行了数值模拟,对比分析了二者流场结构的异同,数值验证了具有最小阻力系数弹型的减阻效果,可为相关研究提供参考。     

基于摄动原理的火箭弹落点实时预测

基于摄动原理,提出了以6自由度弹道方程解算的弹道为火箭弹基准弹道,求解参数扰动引起的落点偏差变化量的落点实时预测方法,并给出了详细解算步骤。将各种扰动系数的解算赋予地面火控计算机,降低了弹载计算机的解算复杂度和解算量。以122 mm火箭弹为例,选取一条基准弹道,分别对无扰动、仅存在初始扰动和全弹道存在随机扰动3种条件下的无控弹道进行了落点预测仿真实验和火箭弹落点预测飞行试验。研究结果表明：该方法在仿真实验和实际飞行试验中都具有较高的预测精度,横向偏差收敛速度较纵向偏差快,其波动幅度在全弹道上较纵向偏差小,而且纵向偏差预测在火箭弹降弧段才趋于收敛;采用该方法进行预测时每次解算时间为167 ns左 右,远小于弹载控制器2 ms的控制周期,实现了实时预测。     

基于模糊评价法的某型跨超声速风洞增量引射器维修方案评价研究

在某型跨超声速风洞增量引射器维修方案评价过程中,针对维修方案评价指标的模糊性,建立了维修方案模糊评价模型,并给出了评价置信度的计算方法。利用建立的模型,对某型跨超声速风洞增量引射器4个维修方案进行安全性、经济性、拆卸装配性、人素工程、时效性、维修质量6个指标的定性与定量分析,得出了最优维修方案。文中所建立的数学模型也可对风洞其他系统的维修方案进行评价,以确定最优维修方案,从而提高风洞其他系统维修方案评价的科学性。