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[硕士论文] 李博文
导航、制导与控制 沈阳理工大学 2017(学位年度)
摘要:现代战争中,导弹技术不断发展,促使空中的作战环境变得更加复杂。智能化机动目标的出现,使得导弹的拦截制导问题正在面临着严峻的挑战。为了提高拦截机动目标的概率,有必要研究一种新的导引策略。本文以机动目标的拦截问题为研究背景,结合博弈理论中的动态博弈和矩阵对策,提出了一种基于博弈理论的导弹拦截制导策略的新方法。
  首先,建立了拦截弹与目标的数学模型。分别为一对一拦截与多对一拦截两种情况。根据导弹末制导过程的弹目相对运动关系,分别推导出弹目运动方程,并将其转换成非线性状态空间表达式。在本文中,研究该非线性状态空间表达式时不需要将其线性化,因此更加符合导弹飞行末端的物理意义。
  其次,建立了拦截弹末制导的博弈模型。同样为一对一拦截与多对一拦截两种情况。运用博弈理论中的动态博弈与矩阵对策相结合的方法,将拦截弹末制导过程转化为博弈论中的二人竞争博弈模型。选取目标规避策略中有限种机动形式的线性组合作为策略集,再通过选取末制导过程中适当的收益函数,建立了拦截弹末制导的动态博弈模型。
  再次,研究了基于博弈论的一对一拦截问题的制导律。以一对一拦截为背景,运用模型预测算法和粒子群优化算法,求取了此动态博弈模型的纳什均衡解。通过求取的纳什均衡解,得出了分段的切换策略形式的拦截制导律。仿真验证了基于此方法得出的拦截制导律的有效性。
  最后,研究了基于博弈论的多对一拦截问题的协同制导律。以多对一拦截为背景,运用模型预测算法,求取了此博弈模型的纳什均衡解,并得到了适用于多对一拦截问题的协同制导策略。仿真结果验证了该制导律的有效性。
[硕士论文] 杨康华
电子与通信工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:导弹是我国重要的国防战略武器。制导和控制系统是导弹的重要组成部分,控制着导弹的轨迹和目标锁定,对导弹能否有效毁伤目标起到非常重要的作用。因此,对导弹控制装置安全、可靠性检测是确保导弹正常工作的先决条件。由于电气控制装置内有大量的控制芯片、继电器、连接线路,人工对电气控制装置进行检测是十分困难。因此研制一种自动测试系统具有重要的意义。本文根据电气控制装置内部结构特点,设计了自动测试系统检测方案,搭建了控制装置检测平台,达到了预期测试性能。
  在硬件测试方面,本文依据客户提出的要求,自动测试系统需要具有产品自动测试和产品导通测试两种功能。首先,利用工控机通过1553B通讯总线与电气控制装置进行通讯,向产品发送数字量指令完成一系列动作指令,以实现检测设备与控制装置的互联互通。其次,设计数据采集板卡、开关量板卡、电压调理电路和数字量隔离电路,实现对控制装置的16路模拟量进行电压采集,196路数字量与56路开关量进行测量。最后,利用单片机完成对产品的356路导通测试。其中,该自动测试系统具有通道切换功能,能实现五个通道线路分时接通切换。
  在软件上利用LabWindows/CVI开发平台,实现了对整机测试功能、电装测试功能、自检测试功能、导通检测功能。在软件设计中使用的功能包含自动测试,单步测试,遇故障报警并提示出错等内容。对数字量、模拟量进行数据的显示以及信号控制输出。该软件程序具有通用性和模块化,软件界面的设计简洁明了,能使测试工作者根据提示进入对产品的测试。
[硕士论文] 高红梅
机械工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:多自由度高速移动机构是链路项目中重要的姿态模拟设备,旨在完成武器性能的测试实验,其性能的优劣直接关系到测试结果的可靠性和可信性,在武器系统研发过程中起到决定性作用。本论文主要完成模拟系统的关键部分——控制系统的相关设计工作。
  本论文首先根据设计指标要求确定了PC机+运动控制卡的半闭环控制方式,设计了包括人机交互系统、驱动系统和运动执行系统的三层结构。而后根据该结构对系统的硬件和软件分别进行了详细设计。其次,建立了控制系统的数学模型,通过Matlab对系统速度控制和位置控制进行了仿真分析,仿真结果表明系统速度精度、定位精度均满足指标要求。最后,本文搭建了性能测试装置,完成了性能测试实验,测试结果表明该多自由度目标姿态模拟系统的速度精度、定位精度等各项性能均满足指标要求。
  多自由度目标姿态模拟系统的控制系统控制精度高,控制简单、可靠。经过多次运行测试,设备运行状态良好,达到了设计指标要求。
[硕士论文] 戴晨曦
控制科学与工程;导航、制导与控制 东南大学 2017(学位年度)
摘要:弹载捷联惯导系统(Strap-down Inertial Navigation System,SINS)的精度是决定导弹打击能力的关键因素之一。随着存放时间的变化,捷联惯导系统的惯组(Inertial Measurement Unit,IMU)误差参数发生变化,IM的误差是捷联惯导系统的主要误差源之一,仍然按照出厂参数补偿惯性传感器会导致惯性系统的导航精度变差,降低导弹命中精度。因此需要对长时间存放的弹载捷联惯组进行重新标定,保证惯导系统的精度。传统的捷联惯组标定方法需要将IMU从导弹中拆出,通过高精度三轴转台进行标定,过程繁琐,耗费大量的人力物力,且可能引入新的安装误差。针对传统标定方法的问题,本文以实际弹载车为应用背景,提出了一种弹载捷联惯导系统免拆标定方法,以高精度GPS和主惯导提供速度、姿态、加速度和角速度观测信息,通过Kalman滤波和最小二乘估计待标定惯组的误差参数,在不拆装弹载惯组的情况下对惯性器件进行标定,有效地降低了标定成本,减少了标定时间,对提高武器系统的快速反应能力有重要意义。本文所做的主要工作如下:
  1.研究了弹载捷联惯性导航系统的基本原理和捷联惯导姿态、速度和位置信息的解算方法,建立了弹载捷联惯组中光纤陀螺和石英挠性加速度计的误差模型,推导了北天东坐标系下弹载捷联惯导系统的失准角方程和速度误差方程;
  2.研究了Kalman滤波和最小二乘理论,以高精度GPS提供的速度信息和高精度主惯导提供的姿态、比力、角速度信息为观测量,推导了“速度+姿态”匹配、比力匹配和角速度匹配的系统方程,以此为基础提出了弹载捷联惯导系统免拆标定的原理框架;
  3.研究了基于PWCS和奇异值分解的可观测性分析方法,建立了弹载捷联惯导系统仿真平台,分析了匀速直行、拐弯、起竖、侧倾四种机动下“速度+姿态”匹配、比力匹配和角速度匹配惯组误差参数的可观测度,可观测度分析结果表明拐弯、起竖、侧倾三种机动可以激励出惯组全部24项误差参数;对四种机动下的不同匹配方式进行了数学仿真,仿真结果表明“速度+姿态”匹配、比力匹配和角速度匹配可以得到惯组误差参数较好的估计结果。在可观测度分析和数学仿真的基础上结合弹载车的实际机动能力,设计了免拆标定方案的机动路径和流程;
  4.利用高精度三轴转台模拟弹载车的机动路径,对一套中低精度光纤惯组进行了免拆标定方法的试验验证。以转台提供的高精度姿态信息和角速度信息构造外部观测量,分别进行了“速度+姿态”匹配,比力匹配和角速度匹配不同机动下的标定试验,并以传统分立式标定结果为参照,分析免拆标定结果的精度,并比较了两种标定结果补偿后的纯惯性精度,进一步证明了免拆标定方法的有效性和工程可行性。
[硕士论文] 黄德承
信息与通信工程 西南科技大学 2017(学位年度)
摘要:近年来仿真技术在军事领域得到广泛应用,其中导弹武器系统是军事仿真中的重要研究方向之一,能够进行导弹拦截、导弹突防、导弹战术演练,避免实弹演习费用开销和对自然环境的影响。本文利用视景仿真技术设计实现了基于数据驱动的导弹视景仿真软件。
  本文深入研究了国内外视景仿真技术以及大尺度地貌可视化的现状,分析了常见的图形渲染平台以及导弹视景仿真基本结构,根据导弹飞行时的特点,本文研究实现了一种视景仿真程序中大尺度地貌可视化以及多源数据驱动仿真功能的设计方法。为了实现软件个性化以及跨平台功能,选择 OSG(OpenSceneGraph,开源场景图)仿真平台和 Qt图形界面进行开发。首先,深入研究了大尺度地貌建模方法,结合视景仿真的考虑,对视景仿真中大尺度地貌可视化,采用一种等大小规则瓦片模型对地貌(地形、影像)数据进行划分,构建基于四叉树组织的金字塔层模型进行管理,在地貌实时渲染时,采用基于视点的四叉树细节层次(Levels of Detail,LOD)分割算法对地貌数据进行动态的调度。然后,通过对地貌场景生成相关技术分析,本文采用广度优先层次遍历替代传统递归遍历,对地貌数据对应的四叉树进行遍历,当四叉树深度较深时,提高了实时渲染速率。其次,对导弹视景仿真中的数据驱动研究分析,根据数据源驱动导弹飞行动画仿真的要求,采用导弹的六自由度,利用OSG的动画仿真技术进行视景仿真,针对数据源传输方式的不同,设计文件读取接口以及支持多源数据驱动的导弹数据驱动协议(Missile Data Driven Protocol,MDDP)。最后,采取面向对象的设计思想将视景仿真软件模块化设计,研发完成了基于数据驱动的导弹视景仿真程序。
  该视景仿真软件能够完整实现导弹飞行过程,达到了设计的要求。导弹视景仿真软件运行稳定流畅、无明显延迟,沉浸感良好,具有一定的实用性也为今后的研究拓展提供了实用价值。
[硕士论文] 王迎
航空宇航制造工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:本文是在本课题组研究基础之上进行研究的,采用数值模拟仿真的方法研究四边形格壁剖面结构栅格翼其正置式、后掠式的气动性能及其对应的栅格翼导弹的气动特性研究。本文简述了栅格翼的的发展以及栅格翼导弹的发展,根据空气动力学基础、导弹的总体设计以及大量栅格翼及栅格翼导弹的国内外文献,完成模型的建立。通过solidworks三维建模、ICEM划分网格,采用FLUENT流体仿真软件对四种类型,12个模型,分别在α=4°,Ma=1.0、1.5、2.0、2.5、3.0、3.5、4.0时的气动特性分析,共84组数据。完成不同模型在1.0≤Ma≤4.0下的升力系数、阻力系数和升阻比的数值计算。经数据处理与分析,得出以下结论:
  (1)超声速下,后掠式栅格翼的气动性能比正置式栅格翼更稳定。
  (2)投影面积相同情况下,后掠式栅格翼的升阻比明显大于正置式栅格翼,且后掠式的菱形格壁和四角格壁棚格翼升阻比均大于后掠式矩形格壁栅格翼。
  (3)选用后掠式投影尺寸与正置式尺寸大小相同,选用后掠式菱形格壁栅格翼和四角格壁栅格翼均能有效的增大升阻比,提高气动性能。我们还可以进一步研究相同表面积下,这六种模型的气动性能。
  (4)在超声速下(1.0≤Ma≤4.0),栅格翼导弹的升阻比随着马赫数变化而变化。
  (5)整体来说,针对三种正置式栅格翼导弹模型来说,模型DSJ和模型DLX的气动性能比模型DJX的气动性能要好,并且比较稳定。
  (6)数值模拟对比研究三种后掠式栅格翼导弹和三种四角形正置式栅格翼导弹,超声速下,在1.0≤Ma≤2.0之间后掠式栅格翼导弹相比于格壁剖面流线型栅格翼导弹改善了气流现象。在2.0≤Ma≤4.0之间,后掠式栅格翼导弹相比于格壁剖面流线型栅格翼导弹改善了气流现象,气动力性能更好。
[博士论文] 夏雨龙
电磁场与微波技术 中国科学技术大学 2017(学位年度)
摘要:相控阵天线由于具有高增益辐射与无惯性波束扫描等优点,因此被广泛应用于雷达、通信以及成像等系统中。平面相控阵天线的波束扫描范围通常只有120°(-60°~+60°),共形相控阵可以突破平面相控阵的扫描范围限制。因此,共形相控阵得到越来越多的关注。
  导引头是引导导弹准确攻击目标的关键装备。目前导弹采用的微波、毫米波导引头主要采用机械控制扫描的平面天线,存在着扫描范围小、速度慢、精度与可靠性低等问题。若依据弹体的锥面与柱面结构构建共形天线,并通过相控波束扫描控制,则可实现全空域(即全立体角)扫描的共形相控阵,这不仅可以极大的扩展导弹的攻击范围,还可以使导弹具备一定的信息后传的能力。现有文献未见有利用柱面与锥面共形结构实现全立体角扫描阵列的报导。因此,研究弹载共形可全立体角扫描的相控阵具有很强的现实意义与理论价值。
  本文首先探讨了柱面与锥面阵列的辐射场求解问题与波束覆盖问题。在求解辐射场的问题中,根据柱面与锥面共形阵列中单元的指向与极化旋转关系,得到了柱面与锥面共形阵列的辐射场的求解方法。在波束覆盖问题中,提出了柱面与锥面阵列实现低仰角波束扫描的方法,并以此得到了弹载共形相控阵全立体角波束扫描的设计方案。
  其次,设计了锥面与柱面共形微带天线单元,并利用所设计的共形微带天线单元构成锥面与柱面共形微带天线阵列以分别实现弹体前向30°≤θ≤150°,60°≤ψ≤120°范围内以及侧向60°≤θ≤180°,60°≤ψ≤120°范围内的波束扫描覆盖。
  再次,基于PEC表面的磁流源辐射模式,设计了柱面共形微带八木天线并以此构成柱面共形后向阵列,实现了弹体后向0°≤θ≤30°,30°≤ψ≤150°范围内的波束扫描覆盖。同时,基于口径投影法对阵列单元馈电幅度进行优化,得到了较为理想的辐射方向图。
  最后,对共形阵列的馈电网络进行了设计,对前面设计的三个阵列进行了组合,并对阵列样品进行了加工与测试。实测结果显示阵列样品可以实现前向与侧向30°≤θ≤180°,60°≤ψ≤120°以及后向0°≤θ≤30°,30°≤ψ≤150°范围内的波束扫描覆盖,满足设计方案的要求。若将数个样品按圆柱与圆锥周向排布,并且引入周向馈电切换,则可以实现全方位扫描覆盖。
[硕士论文] 张瑞
仪器仪表工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:随着国防事业的不断发展,作为新型导弹关键信号测试的载体,弹载存储测试系统发挥着越来越重要的作用,其可靠性关系到测试数据的准确性以及后期的设计研发。因其具有发射过载高、一次使用以及长期贮存的特点,使得在可靠性评估和使用方面存在许多问题,导致高过载条件下失效的现象时有发生,依据以往的故障分析理论又难以准确查找原因,只能定性为环境应力可能对高过载下的测试系统使用可靠性产生了影响。通常研制部门提供的可靠性指标是一个基于统计情况下的经验预估值,缺乏定量描述系统在贮存过程中性能参数逐渐退化以及外界冲击载荷作用下对其可靠性的影响。
  针对以上情形,本文设计了一种既符合紧凑设计条件下微型化的指标,又能在高温、高压、强冲击振动、高过载等恶劣环境下工作的弹载存储测试系统,能够满足要求环境的全弹道动态参数测试,通过植入新型导弹战斗部,独立自动完成恶劣环境下的信号高速采集与海量存储。该测试系统由传感单元和记录仪两部分组成。传感单元主要负责前端数据的采集,记录仪主要负责数据的调理、存储,采用多通道选择设计,可以记录32路关键信号,为新型导弹的分析研究提供了依据,并且增加负延时无效块预留设计与通道错位纠正设计,提高了数据的准确性。
  考虑到试验的高成本,本文从高可靠性设计出发,对其进行了理论分析验证、电池抗冲击试验、弹体侵彻仿真以及测试系统保护设计。同时,从基于性能退化的可靠性分析的角度出发,引入退化性失效与突发性失效两种模式,综合分析测试系统性能参数的动态测量数据和静态检测数据,对其可靠性进行了研究。最后,通过实验,证明了该测试系统的设计合理性与性能可靠性。
  本论文通过引入基于性能退化的可靠性分析,为测试系统在高过载条件下的可靠性分析与寿命评估提供了一种思路,拓宽储存寿命评估的研究范围,为测试系统的科学定寿提供理论支持,具有重要的意义。
[硕士论文] 张帅
控制工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:匹配装置是指导弹遥测过程中系统信号变换的装置,将弹上信息通过转换传送到遥测设备,对精度要求极高。因此,相应数据的测试技术对航空航天装备发展的支持作用越来越明显。随着科技的发展以及相关工业领域的需求,适用于武器装备测试的自动检测系成为了航空航天事业关注的重点之一。
  本课题的研究目标是设计一套通用的自动检测系统,能够对遥测系统的多种型号设备进行检测。检测系统不仅能够进行测试、采集数据,还应具有一定的故障诊断能力。本论文首先对匹配装置的主要功能、要求及技术指标进行了简要的介绍,并叙述了自动检测系统硬件模块的实现,重点是自动检测系统的上位机设计与实现。
  本论文介绍了基于Visual studio开发平台,运用C#编程语言的Winform应用程序开发技术、多线程编程技术以及数据库管理等技术进行应用软件开发。本论文的上位机软件主要由下面几个部分组成:功能选择模块,参数配置模块,指令传送模块,接收消息显示模块以及定时模块。该软件为匹配装置检测系统提供了一个指令下发、数据采集显示平台。通过该软件平台可以方便快捷地对多路信号进行检测,并且非常直观地看出被测设备的检测数据并可根据其做出相应判断,为测试人员提供了便捷。最后,对本系统进行了软件/硬件的联调,并验证了系统的可靠性。
[硕士论文] 高阳
仪器科学与技术 中北大学 2017(学位年度)
摘要:图像采集在制导武器飞行试验中的应用需求越来越广泛。针对某型号导弹的测试要求,研究并设计了一种弹载数字图像采集系统,以监测导弹外部环境和飞行状态为目的,实现对数字图像的采集、存储和数据回读等功能。本文首先分析了弹载记录仪的研究历程,结合了图像处理技术的发展现状,根据项目研制要求和设计原则,从系统的硬件电路和逻辑设计两方面进行了详细地阐述和分析。
  本文以实现数字图像采集的功能为目标,对各模块分别进行设计。图像采集系统的硬件电路部分由图像采集模块、控制模块、存储模块和通信模块四部分构成:以CameraLink接口实现对工业相机的数据传输;以FPGA为核心控制器;以NAND FLASH为存储器;以千兆以太网接口实现数据的回读;参照主要器件的手册资料,对各功能模块进行电路设计和验证。逻辑设计采用自顶向下的设计思想,主要功能包括重要指令信号的消抖、图像差分信号的解码、有效图像数据的筛选和缓存、NAND FLASH存储器的无效块管理以及读、写、擦除等操作和千兆以太网通信接口的MAC层驱动协议。
  本系统已实现图像采集和数据回传等功能。通过地面模拟试验对系统的各功能进行了准确性和可靠性测试。试验结果表明,本系统能够保证对图像采集数据的准确性和回读数据的可靠性,工作稳定可靠,能够满足任务指标要求。
[硕士论文] 王秦英
兵器工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:随着制导技术的发展,在现代战争中制导火箭弹的使用越来越广泛。除精确制导外,研究战斗部威力也是制导火箭弹的重点之一。战斗部是武器系统发挥战斗作用和威力的关键部件,而破片战斗部作为现代武器装备中最主要的战斗部之一,研究其威力就具有重要的意义。本文在对某型制导火箭弹战斗部破片研究的基础上,设计了新的破片结构,并利用数值模拟软件验证了设计的可行性。
  本文在对某型制导火箭弹战斗部破片设计指标研究的基础上,通过计算得出极限贯穿速度、初速和存速,利用初速确定需使用的炸药类型,结合所选定的壳体和预制破片的材料,采用半预制破片和预制破片相结合的破片结构。在此基础上计算出战斗部的结构参数,利用ANSYS/LS-DYNA对该制导战斗部破片飞散特性进行数值模拟,通过后处理软件LS-PREPOST分别输出预制破片、半预制破片在爆轰作用下的飞散状态,并在这两种破片中选择某些节点,输出速度-时间曲线,得到破片飞散的速度特性、速度误差、飞散角以及对靶板的击穿概率,对比其他类型的破片战斗部,得出该破片结构在满足飞散集中度的要求下,更具杀伤力;利用ANSYS/LS-DYNA分别建立了球形预制破片、方形半预制破片以不同角度侵彻靶板的三维模型并进行了数值模拟,通过后处理软件LS-PREPOST输出破片侵彻靶板的应力云图及速度-时间曲线图,用ORIGIN pro8拟合出不同侵彻角的速度衰减率,分析两种破片同时侵彻靶板的位移变化曲线及着靶飞散角示意图,结果表明能够有效杀伤目标的破片侵彻角集中在0°到45°。上述仿真结果表明,在满足设计指标的要求下,采用该破片结构能够使战斗部在增大毁伤面积的同时毁伤威力也不会有所下降。
[硕士论文] 曾凡桥
兵器工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:对敌军实施精确打击,尽可能地使用少量的弹药达到预期作战效果,低成本的简易修正弹以其较高的消费比成为首选,是各个国家的重点研究方向。在进行弹道修正时,需要对部分弹道的弹道轨迹测量数据进行处理,准确地预报弹道落点,通过与目标的信息比对,得到落点偏差作为弹道偏差量,形成修正指令。因此,对测量数据进行滤波处理,提高预报弹道落点精度,是弹道修正弹药智能化的关键技术。
  文中采用Kalman滤波方法对卫星导航测量的部分弹道数据进行处理,滤除其中的干扰信号,为计算弹道偏差量提供较高精度的数据。介绍了常用外弹道测量方法、卫星导航系统的组成以及基于卫星导航的测量方案。对气象数据处理、外推误差、弹道参数误差和测量误差等影响外推落点精度的因素做出了分析。综合考虑滤波精度和算法复杂度,本文采用质点弹道模型、扩展Kalman滤波方法和无迹Kalman滤波方法,建立了弹道滤波模型和外推弹道模型。
  论文根据仿真的北斗卫星导航系统测量数据分析计算,采用正交多项式拟合方法对滤波初值进行估计,选用拟合后的末端数据和同一时刻的测量数据分别作为滤波初值,应用上述的两种方法进行仿真计算。结果表明,前者的滤波收敛速度比后者的滤波收敛速度提高18%~50%;两者的弹道参数估计误差最大值分别是卫星接收机正常工作时测量误差的39%和25%;扩展Kalman弹道滤波模型、无迹Kalman弹道滤波模型和外推弹道模型有较高的精度。
[硕士论文] 王志斌
机械工程 中北大学 2017(学位年度)
摘要:随着武器系统的不断发展,为了测试炮弹引信的性能和获取测试参数,需要进行大量的炮弹发射试验。由于炮弹发射试验的成本高,以及回收测试装置的难度大,给引信的设计和研制带来了许多障碍,因此,本文提出一种基于减速伞的引信软回收方案,即在保持原引信状态不变的前提下,利用试验弹代替炮弹进行相关的模拟试验;为了降低试验弹的回收难度,利用减速伞回收装置将发射后的试验弹和测试装置一起回收。
  本文的主要研究内容包括两部分:试验弹的结构设计和回收装置的设计。在发射条件下,试验弹的结构设计要满足承受发射过载、膛内密封、引信及回收装置的安装、减速伞的释放等要求;回收装置的设计要求利用减速伞使试验弹在发射后速度快速下降,在短距离内实现试验弹的回收任务。
  基于对试验弹设计的基本要求,提出了一种试验弹结构的设计方案,将试验弹设计为扣合式机构,便于弹体密封和减速伞释放,并利用ADAMS软件对试验弹的机械结构进行了旋转试验和拔销试验的模拟仿真。综合考虑试验弹的工作条件(如初始速度,转速等),设计了采用气动力的减速伞方案,利用ANSYS/LS-DYNA软件的流固耦合的分析功能,对不同类型的减速伞模型和试验弹的运动过程进行了模拟仿真。
  仿真结果表明,在接收到释放信号后,试验弹的扣合式机构可以实现回收装置和弹体分离的功能;对比仿真试验表明,在采用平面圆形减速伞的条件下,试验弹的速度在短时间内有明显的下降趋势,可以达到试验弹的减速效果。
[硕士论文] 鞠广旭
机械工程 沈阳理工大学 2017(学位年度)
摘要:科学技术的发展,提高了人们物质文明的需求,同时对武器的需求也发生了转变,由原来的高杀伤性武器转变为高精度武器。二维修正技术由于能够提高弹丸的打击精度因此受到各个国家的重视。在二维修正弹的研究过程中一方面控制难度大、控制精度低,另一方面实验成本较高而且打靶实验时现象难以观察等问题难以解决。
  为了解决这一问题,本文根据弹道修正的基本原理分析设计应用于修正引信的高速旋转机构。重点分析高速旋转电机的设计及其电机力矩的输出控制。对应用于二维修正弹的高速旋转舵机进行受力分析,并根据受力情况得出电机的控制方案。另外为了实验需要设计分析半实物仿真实验装置,着重分析电机控制方法和力矩特性。根据实验原理对控制算法进行实验验证。
  本文主要以对用于修正引信的高速旋转机构进行设计与控制。分析修正引信的整体结构和基本布局。对高速旋转修正舵机进行模型建立和详细的受力分析,对应用于控制系统的高速旋转电机进行设计并分析电机控制的基本方案。分析舵机的控制原理及所受力矩情况,并展开对鸭舵所受力矩进行分析与计算,以及与之对应的电机力矩的计算。根据舵机的受力情况,测量并解算电机力矩的输出情况随转速差及占空比的变化关系。根据机械动力学计算舵机的控制时间,应用地磁测量弹丸的滚转角度,通过传感器与地磁相结合计算舵机对地滚转角度,通过实验计算力矩电机的占空比输出情况。并依据修正弹的修正过程编写控制程序。应用仿真实验装置对高速旋转机构进行控制。检测其力矩输出情况和舵机的角度控制情况并验证控制算法的可行性。
[硕士论文] 刘希鹏
控制科学与工程;控制理论与控制工程 东南大学 2017(学位年度)
摘要:巡航导弹作为一种远程精确制导的高技术武器装备,其具有突防能力强、战术使用多样化、经济性好、消费比高等优点,在海湾战争之后许多国家竞相研制和发展新型巡航导弹。制导控制系统是巡航导弹的核心,也是导弹能够实现稳定飞行和精确打击的关键,本文采用基于频谱分离的设计原则,将巡航导弹制导回路和控制回路分开设计。巡航导弹的数学模型具有机理复杂、强耦合、非线性等特点,本文采用了PID控制、滑模控制(Sliding Mode Control,SMC)、多维泰勒网(Multi-dimension Taylor Network,MTN)优化控制设计控制器,进而控制打击静态目标的面对称巡航导弹,并使用MATLAB软件进行仿真实验。
  首先比较轴对称导弹与面对称导弹的区别,分析面对称巡航导弹的特点,根据其受力和力矩情况建立非线性、全耦合的导弹六自由度运动方程组,接着介绍导弹的机动性和过载,通过分析导弹制导控制系统,阐述现有的制导方法以及经典的制导律,为导弹制导控制系统的设计奠定基础。
  采用上述提及的控制方法设计导弹巡航段姿态控制器,采用改进单纯形法对控制器参数进行优化,重点描述SMC控制器和MTN优化控制器的设计过程并对导弹的纵向通道和横侧向通道姿态进行控制。最后设计导弹全通道仿真,分析在不同优化控制器下导弹的姿态控制效果。
  本文提出了基于多维泰勒网优化控制的打击静态目标面对称巡航导弹制导控制系统设计方法,在制导系统设计中采用重力补偿的比例导引律作为制导律,在控制系统设计中采用倾斜转弯方式对导弹滚转角和过载进行控制,其中引入角速度反馈补偿法,有利于提高导弹的抗干扰性能和快速响应性能。设计积分型滑模优化控制器和多维泰勒网优化控制器,比较上述三种优化控制器的制导控制效果。
  最后分析导弹仿真系统的设计及采用的仿真算法,引入风干扰模型并将其加入到导弹的数学模型中,比较上述三种优化控制器的姿态控制和制导控制效果。使用MATLAB自带的GUI设计导弹飞行控制系统仿真平台。同等条件下的仿真结果表明在上述三种优化控制方法中多维泰勒网优化控制具有最好的制导控制性能和抗风能力。
[硕士论文] 汪亚利
机械设计及理论 沈阳理工大学 2017(学位年度)
摘要:随着时代的发展,现代化战争对武器装备系统的打击精度要求越来越高,二维修正弹由于其打击精度高、成本低的特点受到各国国防事业的青睐。对于二维修正弹来说,其修正机构的修正能力直接影响弹丸的修正效果和打击精度。本文以某鸭舵式二维修正弹为研究对象,针对加装不同修正机构的修正弹的气动特性以及修正机构的修正能力进行研究。
  根据鸭舵修正机构的特点,设计了不同尺度与不同舵偏角的鸭舵修正机构,针对不同尺度、不同舵偏角的鸭舵修正机构进行系统的气动力学仿真,依据仿真数据进行气动力方程的拟合,包括阻力方程、升力方程、翻转力矩方程、阻尼力矩方程等。通过气动力学仿真所得出的修正机构的气动规律与特点,基本符合理论推导出的气动力的规律与特点。
  根据对弹丸气动特性的仿真分析,利用运动学仿真软件对舵片减旋以及姿态控制技术进行了分析与研究,通过对舵片减旋与姿态控制的仿真研究,使得在修正仿真的过程中舵片保持减旋稳定。
  运用运动学仿真与气动仿真相结合的方法,对修正弹丸进行多学科联合的弹道运动仿真。通过对弹道运动的仿真分析确定了鸭舵修正机构的最佳修正策略,根据最佳修正策略对不同尺度、不同舵偏角度鸭舵修正机构的修正能力进行运动仿真,获得修正机构的最大修正能力。
[硕士论文] 许巍
机械设计及理论 沈阳理工大学 2017(学位年度)
摘要:现代战争越来越注重武器弹药的精确打击能力,力求以尽量少的投入来完成作战任务。弹道修正弹因其同时具备打击精度高成本低的特点,已受到各军事强国的青睐。弹道修正弹是利用修正机构改变飞行中弹丸的气动力及力矩,实现对弹道轨迹的修正。二维修正机构作为当下弹道修正的主流修正机构,其对弹丸气动布局的影响,修正机构修正能力以及该如何修正是实现弹道修正的重点研究内容。
  首先,通过了解分析国内外二维弹道修正弹的发展现状及趋势,针对高速旋转弹丸的弹道修正采用了固定鸭舵式修正机构。根据外弹道学理论,分析了弹丸及鸭舵气动力及力矩。分析了固定鸭舵机构的修正原理,采用了围绕理论弹道修正的修正策略。
  其次,根据空气动力学原理,建立了普通弹丸及加装鸭舵的修正弹丸的有限元模型并进行气动仿真。得出普通弹丸、修正弹丸以及鸭舵机构的主要气动力系数随攻角马赫数的变化规律。鸭舵气动特性随舵高舵偏角变化规律。
  再次,依据弹丸刚体运动理论,结合弹丸空气动力学特性,利用 ADAMS动力学仿真平台分别建立了普通弹丸及修正弹的运动学模型。对修正弹鸭舵机构进行了减旋控制模拟,鸭舵滚转姿态实时监测模拟。
  最后,通过运动学仿真,分析了加装鸭舵机构对弹丸弹道的影响,弹丸出炮口及弹道最高点处鸭舵机构横向纵向的最大修正能力。依据修正策略,对弹丸在随机风及初始跳角干扰下进行横向纵向修正模拟。
[硕士论文] 徐赫阳
火炮、自动武器与弹药工程 沈阳理工大学 2017(学位年度)
摘要:为适应现代战争,提高传统破片战斗部对空中目标的毁伤威力,在战斗部中预制含能破片,形成一种以含能破片为主要毁伤元的含能破片战斗部。以理论分析与数值模拟相结合,重点研究了单枚含能破片的侵爆行为以及含能战斗部对特定目标的毁伤威力。
  本文对“战斧”巡航导弹目标易损性进行研究。详细分析了目标几何特性、功能特性以及各系统间的逻辑结构,建立目标毁伤等级及毁伤树,得出了各舱段的等效钢靶厚度。
  运用有限元分析软件LS-DYNA模拟含能破片冲击起爆过程,得到了含能破片发生爆燃和爆轰时的临界速度;分析了含能破片壳体几何参数对临界起爆速度的影响及变化趋势。
  对含能破片侵爆行为进行研究。对比了含能破片和惰性破片对靶板的破坏形式、毁伤情况及破片形貌;研究了着靶角对含能破片侵爆行为的影响,得到不同着靶角下破片的速度规律和穿靶效果。分析了含能破片的爆炸行为对其极限穿靶速度的影响。
  建立了弹目交会模型,包括战斗部数学模型、含能破片抛射模型、目标几何数学模型以及动态交会模型。建立起随机弹道与破片毁伤能力、弹目交会模型及目标易损性模型之间的关系。使用MATLAB软件编写战斗部命中概率程序,模拟战斗部与目标交会过程,采用随机抽样的方法,计算战斗部对目标的命中概率;分析了引信启动距离、脱靶量和交会角等因素对战斗部命中概率的影响。
[硕士论文] 张华
兵器发射理论与技术 南京理工大学 2017(学位年度)
摘要:现代战争对常规弹箭武器系统的性能指标提出了更高的要求,对大量装备部队的常规旋转稳定弹进行制导化设计可以大大提高常规部队的战斗力。旋转稳定弹高速旋转的特性,使其在飞行过程中具有很好的抗干扰能力,同时也增加了对其进行二维弹道修正的难度。本文以一种鸭式布局双旋稳定弹为研究对象,对其弹道特性、飞行稳定性、控制方法和制导方案等方面进行了系统的研究。具体的研究内容主要包括以下几个方面:
  1.针对本文研究的鸭式布局双旋稳定弹的特殊结构进行了分析,在质量分布均匀并关于弹体纵轴对称、前后体质心和全弹质心都在弹体纵轴上的假设下,结合该双旋稳定弹的结构特性与常规制导弹箭6DOF建模的方法,对作用在该双旋稳定弹上的力和力矩进行了分析,推导了其动力学模型和运动学模型,最终建立了鸭式布局双旋稳定弹7DOF刚体弹道模型。
  2.以鸭式布局双旋稳定弹7DOF刚体弹道模型为基础,分别对其在无控和有控的条件下进行了弹道仿真,对其弹道特性进行了分析。针对鸭式布局双旋稳定弹的双旋结构和高速旋转特性,利用有控弹道的复攻角运动方程,对其陀螺稳定性、动态稳定性和追随稳定性等飞行稳定性能指标进行了分析,并对该双旋稳定弹的7DOF刚体弹道模型进行算例仿真验证了其飞行稳定性。
  3.基于鸭式布局双旋稳定弹7DOF刚体弹道模型,简化并推导了适用于控制系统的非线性动力学模型。推导了一种求取飞行弹道区域平衡点的方法。以该区域平衡点作为弹道基准点,建立了该鸭式布局双旋稳定弹的准线性参变模型。在系统状态可测的前提条件下,分别使用H2鲁棒控制方法和H∞鲁棒控制方法对该模型的控制器进行了设计,并通过算例仿真对两种方法进行了比较与分析。
  4.对鸭式布局双旋稳定弹的末制导律进行了研究。首先利用经典理论中的修正比例导引法设计了该双旋稳定弹的末制导律,并进行了算例仿真。针接着,采用现代控制理论中的弹道预测理论在测量数据有限的情况下对其末制导律进行了设计;对地面低机动性目标,将双旋稳定弹对目标的追踪问题转换为对设立的理想弹道的追踪问题,通过算例仿真验证了其正确性,并分析比较了两者的优缺点。
[硕士论文] 尹晶章
动力工程 南京理工大学 2017(学位年度)
摘要:本课题以工程算法为依据,在系统地总结和分析了弹箭气动特性工程计算方法方面的理论基础上,编写了制导弹箭气动力快速计算软件。在初期弹箭外形设计阶段,本软件可以为弹箭的气动布局设计提供可靠参考。
  首先,本文总结了气动力工程算法的基础理论,包括部件组合法、线化理论、细长体理论、气动干扰(弹翼—弹身干扰、弹翼-尾翼干扰)等。系统地分析了气动力工程算法,包括俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数、压心系数、俯仰动导数、滚转动导数等。还对某些常规弹型的气动特性计算方法进行总结。例如,针对超音速阶段的轴对称弹体,运用惠特科姆“面积律”计算波阻。简要介绍了高马赫数气动工程计算方法,包括牛顿流理论等。
  然后,运用C#语言,在.NET Framework平台上编制了制导弹箭气动力计算软件。该软件使用简便、界面友好,能够快速得到主要气动参数。本文分析了软件的设计原则、设计总体方案、界面布局、模块的功能以及详细介绍了相关参数。
  最后,通过对单独弹体、尾翼弹、弹翼-弹身-尾翼组合体以及某型迫击炮弹的气动特性计算,将计算结果与文献中风洞实验参数比较分析,误差均在工程设计精度范围内。由此可见,本文软件在弹箭外形设计初期具有一定的适用性,可以满足初期弹箭气动外形设计精度要求。
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