粒子滤波算法的关键技术应用

针对基于贝叶斯原理的序贯蒙特卡罗粒子滤波器出现退化现象的原因,以无敏粒子滤波(UPF)、辅助粒子滤波(ASIR)及采样重要再采样(SIR)等改进的粒子滤波算法为例,对消除该缺陷的关键技术(优化重要密度函数及再采样)进行了分析研究.说明通过提高重要密度函数的似然度、引进当前测量值、预增和复制大权值粒子等方式,可以有效改善算法性能.最后通过对一无源探测定位问题进行仿真,验证了运用该关键技术后,算法的收敛精度和鲁棒性得到进一步增强.     

基于统计实验法的单坦克射击效能分析

统计实验法建立的作战模型是一种随机性的仿真模型,特别适合描述作战过程中随机性因素的作用.单坦克射击效能评估是验证射击方式合理性、科学选取射击方式的基本依据.采用概率分析的方法对单坦克在不同射击条件下采用不同射击方式的射击效能进行了分析,并运用统计实验法对单坦克不同射击方式进行模拟,分析坦克性能、射手射击水平、战场环境,目标特征对单坦克射击效能及射击方式选取的影响.     

考虑履带滑动的转向过程仿真与试验验证

为了准确分析履带车辆的转向性能,建立了考虑履带滑动的转向过程动态模型,分析计算了履带与地面之间的牵引力、制动力以及转向阻力矩、转向半径、转向角速度等运动学和动力学参数的变化规律。研究表明:考虑履带滑动时的转向半径是理论计算值的1.5倍左右,转向角速度是理论值的67%左右。试验结果证明了所建立的转向模型的可信性。     

履带车辆水泥路面的牵引力-滑转率关系的计算与试验

为了研究履带车辆在水泥路面的行驶特性,主要是分析计算其直线行驶时的履带牵引力与滑转率的关系,建立了履带地面牵引力和滑转率的关系模型。首先根据接地压力试验测试结果建立了半经验接地压力计算模型;然后假设履带与水泥地面之间的摩擦因数随正压力、滑动速度和路面性质等因素变化而建立了摩擦因数的修正模型;最后结合接地压力、摩擦因数与牵引力的计算公式得到了履带地面牵引力和滑转率的关系模型。将地面牵引力的计算结果与实车测试结果进行了对比,两者的一致性验证了所建立的计算模型具有可信性。     

旋转弹侵彻钢板的数值模拟

利用LS-DYNA3D软件建立了弹靶几何模型,应用有限元程序对旋转弹侵彻钢板过程进行仿真计算,并通过与实验比较,验证了有限元方法的正确性。分析了转速对垂直侵彻和斜侵彻两种状况下性能的影响,通过比较不同转速情况下得到的速度、加速度等响应以及侵彻过程中弹体的质量损失情况,得出旋转对弹体垂直侵彻和斜侵彻具有一定的影响,为弹体结构的设计、改进和优化提供重要参考依据。     

基于均值漂移交互多模型粒子滤波算法

针对交互多模型粒子滤波计算量大的问题,将视觉跟踪领域的均值漂移算法(Mean Shift)与交互多模粒子滤波(PF)算法相结合,该算法利用均值漂移算法在重采样之后将粒子收敛到靠近目标真实状态的区域内,在提高定位精度的同时减少所采用的粒子数,减少了算法的运行时间.通过被动跟踪仿真实例,同时使用均值漂移粒子滤波与传统粒子滤...     

火箭弹道学发动机推力模拟方法

发动机工作性能对火箭飞行性能的严重影响已引起众多研究人员的重视,尤其是火箭发动机推力总冲及其工作时间等重要参数.这里提出了一种在静态测定推力时间历程、总冲的基础上,通过实际飞行测试结果确定其扰动量来最终模拟推力时间历程的仿真方法.该方法简洁方便,易于编制程序及模拟仿真,便于工程人员掌握,可用于火箭发射动力学、外弹道学及射表编制等方面研究,具有一定应用价值.     

履带车辆悬挂系统关键部件疲劳寿命预测技术研究

针对履带车辆悬挂系统关键部件-扭力轴的疲劳寿命预测技术展开研究,首先利用机械系统动力学仿真软件ADAMS建立了悬挂系统多刚体动力学模型, 应用模态集成方法在悬挂多刚体模型中集成扭力轴柔性体,通过添加约束与载荷边界条件,建立悬挂系统刚/柔体耦合模型。通过对典型工况的仿真计算,可以得到扭力轴上每个节点的载荷时间历程与应力时间历程,结合扭力轴的材料特性,并考虑应力集中系数、平均应力修正等各种影响因素,实现悬挂系统扭力轴疲劳寿命的预测。最后将实验结果同仿真结果进行了比较,得到了具有工程意义的结论。     

基于多Agent的作战网络实验系统的结构研究

本文针对当前陆军分队网络实验系统的现状,结合多Agent特性,提出基于多Agent的网络实验系统结构与实现模式。以期提高现有网络实验系统的智能性、适应性、可维护性和可扩充性,增加人性化色彩,改善实验效果,促进实验目标的达成。     

A novel launch dynamics measurement system for multiple launch rocket system and comparative analysis with numerical simulations

In this paper,a novel launch dynamics measurement system based on the photoelectric sensor pair is built.The actual muzzle time(i.e.a time duration that originates from the initial movement to the rocket's departure from the muzzle)and the muzzle velocity are measured.Compared with the classical methods,the actual muzzle time is obtained by eliminating the ignition delay.The comparative analysis method is proposed with numerical simulations established by the transfer matrix method for multibody systems.The experiment results indicate that the proposed measurement system can effectively measure the actual muzzle time and reduce the error of classical methods,which match well with the simulation results showing the launch dynamics model is reliable and helpful for further analysis and design of the MLRS.