压缩空气弹射内弹道影响因素作用规律研究

针对某直筒式压缩空气弹射装置工作过程中存在诸多因素影响其内弹道特性的问题,为有效改善内弹道特性,提升装置整体弹射性能,对这些因素作用于内弹道特性的规律进行研究必不可少。选择以控制阀直径、发射筒径及初始温度3个因素作为分析重点展开研究。在计算流体动力学软件FLUENT中建立压缩空气弹射装置简化模型,通过网格无关性验证,选择了网格数合适的网格模型;设置合理参数,运用动网格技术进行计算仿真,得出不同控制阀直径,筒径及初始温度情况下弹射装置内弹道特性的不同变化规律。由于研究对象为直筒式弹射装置,针对该型压缩空气弹射器的研究较少,研究结果可为压缩空气弹射过程内弹道的深入研究提供理论参考。     

考虑主观思维区间性的效能量化模糊评估方法

针对武器装备在效能量化评估时,用一个数值量化定性指标和权重的不足,基于模糊综合评判理论、Vague理论和区间数算法,提出了一种考虑主观思维区间性的效能量化模糊评估方法。该方法定义定性指标和权重值为一个弹性区间,充分体现了专家对主观性事物认识的不确定性。模糊计算的效能值为一个区间,为确定评估对象的效能等级,引入Vague理论中相似度概念,能够直观判断其效能等级。通过与传统模糊方法和考虑定性指标区间性的模糊方法对比,验证了该方法的有效性和可信性。     

航天产品测试性设计准则

测试性是影响现代武器系统战备完好性的关键因素之一。为了使武器装备具有良好的测试性,应制定测试性设计准则,以实现测试性的规范化设计。本文阐述了航天产品系统测试性设计的一般原则和具体设计准则,内容包括结构设计、划分、测试控制、测试通路、元器件和部件选择、模拟电路设计、数字电路设计、射频设计、光电设计和机内测试等。     

自由漂浮柔性机械臂系统的动力学建模与仿真

动量矩守恒约束使自由漂浮柔性机械臂系统成为非完整系统,其动力学模型通常是难以求解的微分—代数方程,因此提出将机械臂系统等效为一个完整系统进行建模。假设载体存在姿态控制力矩,此时由于不存在动量矩守恒约束,系统变成一个完整系统,采用Lagrange方法建立其动力学方程;令方程中载体的姿态控制力矩为零,即得到自由漂浮机械臂系统的动力学方程;采用数值方法求解动力学方程,并将动力学分析的结果与ADAMS中仿真的结果进行对比,验证了模型能够有效模拟自由漂浮柔性机械臂系统的动力学特性。     

多站时差定位中的病态性分析及其改善方法

在多站时差定位过程中,传统定位算法在传感器布站不合理的情况下通常会表现出明显的病态性,其导致定位结果不稳定、精度低。针对此问题,首先分析了时差定位过程中病态性产生的物理场景,并通过奇异值分解揭示了病态性的本质;其次根据时差定位观测矩阵的特征值分布特点,提出了一种改进的多站时差定位改善方法,该方法基于LS估计信息矩阵的条件指标进行奇异值修正,兼顾了目标定位的分辨率与方差,能显著提高多站时差目标定位的精度和稳定性,且没有增加系统和算法复杂度;最后将该算法与传统算法进行了仿真比较,结果证明了该算法优越性。     

大椭圆停泊轨道月球探测器发射窗口运动学约束特性分析及转移轨道快速设计方法

通过分析大椭圆停泊轨道月球探测器发射窗口的运动学约束特性,给出了转移轨道运动学约束对发射窗口的影响规律,进一步明确了在该种情况下月球探测器的发射机会和增加窗口的可能性.并结合发射窗口运动学约束特性,提出了一种基于大椭圆停泊轨道的地月转移轨道快速设计方法.仿真结果验证了大椭圆停泊轨道下探测器发射窗口运动学约束特性分析的正确性,以及转移轨道设计方法的有效性.     

平流层飞艇抗风场干扰约束Unscented卡尔曼滤波算法设计与应用

为了提高风场干扰环境下飞艇的导航精度,研究飞艇抗风场干扰导航算法。在建立风场干扰条件下飞艇速度误差约束模型的基础上,设计抗风场干扰的约束Unscented卡尔曼滤波算法。确定风场干扰条件下飞艇的速度误差约束量,将该约束与Unscented卡尔曼滤波算法相结合,对速度误差进行估计和补偿,以减小风场对飞艇定位精度的影响;证明该算法的状态估计量不仅是无偏的,而且协方差小于标准Unscented卡尔曼滤波的协方差;将提出的算法应用于捷联惯导/天文/合成孔径雷达组合导航系统中进行仿真验证,并与自适应扩展卡尔曼滤波和抗差自适应Unscented卡尔曼滤波算法进行比较。结果表明:提出的约束Unscented卡尔曼滤波算法的滤波性能明显优于自适应扩展卡尔曼滤波和抗差自适应Unscented卡尔曼滤波算法,能够有效抑制风场对飞艇定位精度的影响,提高飞艇的导航定位精度。     

加强约束的布尔可满足硬件求解器

利用现场可编程门阵列固有的并行性和灵活性,提出在硬件可编程平台上基于随机局部搜索算法的布尔可满足性求解器,用于求解大规模的布尔可满足性问题。相对其他求解器,该求解器的预处理技术能极大提高求解效率;其变元加强策略避免了同一变元被反复连续翻转,降低了搜索陷入局部最优的可能。评估结果表明,求解器最多能处理32 000个变元/128 000个子句的实例。相比当前同类型的求解器,其求解效率明显提高。     

基于空间几何关系的反交会规避机动方法研究

针对具有自主接近能力的航天器开展了反交会规避机动方法研究。首先,建立了仅测角相对导航模型,对完全不可观测机动进行定义,基于空间几何关系推导并证明了完全不可观测机动是不存在的。随后,以施加规避机动后追踪器对逃逸器的测量值与未机动时的差异为优化目标,利用矢量乘积原理设计目标函数,建立优化模型并对变量约束进行分析,随后采用遗传算法对最优规避机动方向进行优化。给出的仿真算例结果表明,提出的规避机动方向计算方法能够使目标函数值达到最小,从而提升追踪器对逃逸器的状态估计难度,降低其估计精度。本文方法为规避机动问题研究提供了一种新的视角,可为以主动接近航天器这类新对象进行的规避研究提供有益借鉴。     

带三维落角约束的寻的导弹制导与姿控系统设计

针对带三维落角约束的寻的导弹制导与姿态控制系统设计问题,提出一种基于终端滑模控制和扩张状态观测器的六自由度制导控制系统设计方法。建立包含模型不确定项的寻的导弹六自由度质心与绕质心模型,设计内外双层环路六自由度制导控制系统框架;基于弹-目三维相对运动模型和坐标系转移矩阵建立以攻角和侧滑角为输入的三维全耦合导引方程,利用终端滑模控制方法和扩展状态观测器得到期望的攻角和侧滑角并将其转化为对应的俯仰、偏航和滚转角指令;根据线性形式的寻的导弹绕质心动力学方程,设计与俯仰、偏航和滚转角相关的滑模面向量,并利用终端滑模控制方法和扩张状态观测器得到寻的导弹的副翼偏角、方向舵偏角和俯仰舵偏角指令。六自由度数值仿真结果验证了该方法的有效性和鲁棒性,并证明了该制导控制系统设计方法能以较少的控制设计参数完成预设的制导控制任务。