弹引系统攻角侵彻混凝土仿真与试验研究

利用弹体非正侵彻的计算模型对弹体非正侵彻过程中弹头表面阻力进行了分析,提出了弹目非正侵彻控制方程.利用有限元分析软件LS-DYNA对弹引系统在不同攻角下侵彻混凝土靶板时的轴向过载、横向过载、横向偏移以及弹体姿态角等的变化进行了仿真分析,得出了弹体横向过载与姿态角的对应关系.实弹试验结果与理论计算及数值仿真结果吻合较好....     

尾锥角对弹体斜侵彻过程中姿态的影响研究

为了研究尾锥角对弹体斜侵彻多层混凝土靶过程中姿态的影响规律,通过侵彻试验及数值仿真,分析了3种尾锥角弹体(0°、1.5°和2.5°)在710 m/s初速、10°着角条件下侵彻5层混凝土靶的弹体偏转情况。试验研究结果表明：在弹体初始动能相同条件下,随着弹体尾锥角的增大出靶后弹体偏转角度减小;在弹体尾锥角由0°增加到2.5°时,出靶后弹体偏转角度由6.2°降低至0.1°,降低98.4%。研究结果可为钻地弹侵彻过程弹道稳定性研究提供参考。     

认知无线电技术及其军事应用

随着对无线通信需求的不断增长和对无线数据传输速率的要求越来越高,通信系统对无线频谱资源的需求也相应增长,从而导致适用于无线通信的频谱资源变得日益紧张,成为制约无线通信发展的新瓶颈。另一方面,很多已经分配给现有无线系统的频谱资源却在时间和空间上存在不同程度的闲置。随着通信技术向智能化方向的不断发展．认知无线电（Cognitive Radio,CR）技术应运而生。这种技术可在时间和空间上充分利用那些空闲的频谱资源,从而有效解决上述难题。     

非对称尾翼伴飞弹大攻角流场及气动特性分析

采用SSTk-ω湍流模型基于有限体积法求解三维N-S方程,进行稳态数值模拟,得到了伴飞弹在Ma =0.6,0°～ 90°攻角的气动力和绕流场变化规律,弹体所受侧向力随攻角增大呈周期性变化;弹体在所研究的攻角范围内静稳定,但在大部分攻角时稳定力矩不足,不利于伴飞弹迅速恢复稳定姿态.因此,提出了增大尾翼弦长和翼展两种改进方...     

某型末制导炮弹惯导飞行角运动研究

为研究某型末制导炮弹惯性飞行过程的稳定性,建立该炮弹在惯导飞行阶段有控弹道攻角运动方程.基于该攻角运动方程,求解方程特征根推导出末制导炮弹自由运动的稳定性条件,并给出舵片偏转控制力对弹体强迫作用的解,分别讨论了影响自由运动和受迫运动稳定性的因素.分析结果表明,惯性飞行过程中,舵面参数以及弹丸转动角速度是影响飞行稳定的主要因素,舵片偏转过程与弹丸共振条件无关.     

基于核函数的自适应聚类背景提取

随着目标的检测与跟踪的广泛应用,移动物体分割问题成为研究热点,而解决这类问题的关键需为对图像背景的更新和提取。通过对目前已有的背景提取方法的研究,提出了一种新的基于核函数的背景提取方法:进行预处理,制定删选法则来自适应获取所需处理的视频序列;定义核函数来衡量模式间相似性,对2类聚类中心进行初始化;利用最小距离准则来灰度归并,采取实时的自适应阈值选择;最后通过比较满足条件的像素总数,获取所需背景。实验证明,该方法有效。     

使用基于电视信号的双基地雷达实施目标跟踪

本文开展了使用非合作电视发射机作为双基地雷达系统照射器的研究,提出利用电视广播视频或声音载波探测和跟踪目标的信号处理方案。此方案不需要与发射机同步,使用多普勒频移和方位测量来估计目标航迹,信号处理包括两个通道的快速傅里叶变换,用以确定接收信号中的多普勒和相位特征,然后经过时域和频域恒虚警处理获得目标回波。对回波中存在的由于天线单元间互耦合产生的相位误差进行校正,并且求得相应的方位。基于卡尔曼滤波的跟踪技术用于多普勒/方位点迹和不同目标航迹之间的互联。每个目标在直角坐标下的位置和方位估计采用扩展卡尔曼滤波,滤波初始化过程采用遗传算法和Levenberg-Marquardt优化算法。实验结果表明能够探测并跟踪很大范围内的目标,最远距离可以达到260公里。     

血液中V类毒剂降解产物的提取与分析

采用外标定量法对血液中V类毒剂降解产物的提取与分析进行了系统研究,建立了血液中V类毒剂降解产物的提取与分析方法,回收率均达到了60％以上。方法灵敏度为0．25－1μg/ml,检测限为0．25－1ng,变异系数均小于5％。     

基于虚拟目标跟踪的充气式固定偏置再入飞行器制导律设计

针对充气式飞行器只能实现零升力再入、无法进行再入弹道修正的问题展开研究。首先面向充气式飞行器的再入制导采用了一种舱体偏置的总体设计方案,通过舱体质心偏移产生气动配平攻角,从而提供弹道修正所需的升力。然后针对固定偏置量带来的升力大小不可控及升力过剩问题,为提高制导精度,设计了一种通过滚转运动改变升力方向的制导律。为进一步提高该滚转制导律精度,又提出了一种分段再入制导和跟踪参考轨迹上虚拟目标点的策略,并据此修正了滚转制导律,避免计算误差的影响及制导指令的频繁修正。最后,仿真结果表明标称情形下最终制导落点偏差约500 m,并且在叠加多种偏差条件的情形下最终制导精度偏差仍能保持在102 m量级内,所设计的滚转制导律能有效提高充气式飞行器的再入制导精度,并且具有较高的鲁棒性。所提出的面向充气式固定偏置再入飞行器的制导律对于执行机构的要求简单,具有一定的工程应用价值。