以再入滑翔飞行器为研究对象，基于状态观测器设计了高超声速滑翔飞行器控制系统. 为了满足高超声速滑翔飞行器高精度、高稳定控制的要求, 针对滑翔飞行过程中可能存在的测量误差等不确定性因素，在快慢回路假设的基础上，基于轨迹线性化方法分别设计了快慢回路状态观测器, 分析表明, 基于轨迹线性化状态观测器-轨迹线性化控制器设计的控制闭环回路指数稳定. 高超声速飞行条件下的仿真试验验证了该方法的有效性. 状态观测器的引入改善了控制器的性能, 降低了对做动器的要求.

基于最优预测控制理论及局部最优预测控制理论, 利用庞特里亚金随机极值原理研究了两类代价函数的随机预测控制问题, 给出了“终时最优”及“一般形式”的随机预测控制算法. 针对机动目标的拦截问题, 考虑系统状态噪声和观测噪声等随机因素影响, 分别推导了2种形式的随机预测制导律. 通过对机动目标拦截的仿真, 表明了“一般形式”预测制导律的有效性, 该制导律具有弹道预测功能, 能够零化视线角速度并具有良好的鲁棒性, 与最优制导律相比终段过载较小.

在只有视线角速度信息的情况下, 为了寻找即保证目标可观又保证命中精度的弹道, 通过分析弹目相对运动系统状态方程的可观性矩阵的迹, 理论推导了影响目标可观性的因素. 运用根据变结构理论设计的新型非线性制导律进行了仿真, 结果表明命中精度良好, 可观性矩阵的迹是弹目速度夹角的增函数、弹目相对速度绝对值的增函数、剩余飞行时间的增函数和弹目相对距离的减函数; 与只有视线角信息的情况相比, 只有视线角速度信息在目标可观性方面具有优势.

针对机动目标拦截中带有终端视线约束的制导律设计问题, 应用非光滑控制方法, 设计了连续的非线性制导律, 可以实现视线转率和视线角偏差在有限时间内稳定. 在制导律的实现中, 应用高增益观测器进行制导信息的估计, 通过对观测器状态进行扩张, 完成了目标机动加速度的估计. 对所设计的制导律进行了数值仿真, 仿真结果表明所设计的非光滑制导律可以实现制导系统的有限时间稳定.

对于一维弹道修正弹研究来说, 如何根据对炮弹一段飞行弹道上实时测量的弹道参数, 迅速、准确地解算出修正指令来起控弹上控制机构在后续弹道上某位置适时作用以进行弹道修正, 是一个重要问题. 针对一维弹道修正弹特性和飞行原理, 根据外弹道理论和弹道模拟方法, 对依据一段弹道实时测出的弹道参数如何快速计算全弹道射程的不同计算方法进行了介绍、比较, 对其在不同条件下的适应性等进行了分析, 研究结果为开展一维弹道修正的控制解算应用提供了参考.

研究了航天器气动力辅助最优异面变轨问题, 将该过程分为离轨、大气飞行和入轨3个阶段, 分别建立了相应的动力学方程及约束方程. 通过增加一个约束条件的手段, 把传统的三脉冲轨道平面改变问题转化为双脉冲变轨问题, 优化目标是获得第一次速度冲量引起的最优轨道倾角改变量和航天器大气飞行段轨迹. 采用“遗传算法+Gauss伪谱法”二层优化方法对这类蕴含变量优化的最优控制问题进行求解, 并与间接法和序列梯度恢复法进行了比较. 仿真结果表明, 该方法逻辑简单, 易于实现, 鲁棒性好, 适于求解此类二层优化问题.

针对远程制导炮弹动力学模型多输入、多输出、多约束、非线性和快时变的特点, 基于模型预测控制理论, 设计了一种组合型非线性预测控制器. 此控制器综合了2种非线性模型预测控制方法, 一种方法以序列二次规划为在线优化算法求解最优控制律, 另一种方法具有解析形式控制律. 2种方法的合理组合克服了前一种方法的控制延迟和后一种方法没有考虑约束的缺点. 将设计的控制器用于某制导炮弹滑翔段控制, 仿真结果表明, 该控制器控制效果较好.

为了研究某型采用格栅舵进行控制的巡飞导弹的纵向动态特性, 分析了飞行时格栅舵偏转提供的控制力, 采用小扰动线性化理论对气动力、气动力矩与运动方程进行了线性化, 建立了纵向扰动运动方程组. 选取巡飞初始状态为特征点, 计算出该状态下各动力系数的值, 由扰动运动方程组求得纵向自由扰动下各运动偏量的动态响应及以舵偏为输入的各偏量传递函数, 得到舵阶跃偏转下的动态响应. 结果表明, 在该状态下, 格栅舵控制的巡飞导弹具有良好的稳定性和可操纵性.

采用推力矢量控制的程序转弯(最小半径)和三维空间比例导引的复合制导方法, 实现了空空导弹的擦肩发射时攻击后半球目标, 完成全向攻击的能力. 基于空空导弹的动力学方程与制导律的数学模型, 通过大规模系统的6自由度飞行轨迹仿真计算迭代出了空空导弹的3维可攻击区, 分析了影响可攻击区形状与大小的主要因素. 数值仿真结果表明, 此全向攻击复合制导方法可以实现导弹擦肩发射, 并能全向攻击在不同空域作各种不同速度机动飞行的目标.

为适应新型弹道导弹高速、灵活、精确的发展趋势, 进一步提高弹道仿真方法的精度和实时性, 在Runge-Kutta转Adams算法中, 引入变步长积分的思想, 推导出通用的变步长Runge-Kutta转Adams预估-校正公式系, 研究了满足误差精度的仿真步长的动态求解方法, 提出了预报关键点弹道诸元的自适应变步长算法, 给出了步长选择原则. 通用变步长Adams算法克服了传统Adams算法无法改变步长的缺陷, 在确保弹道仿真精度的前提下, 提高了仿真的实时性.

为了获得舰艇编队多种防空武器系统协同防空时的火力冲突及其判定方法, 针对防空火力冲突一般判断方法的不足, 引入时间控制量和高度量, 对基于时间步长的弹丸弹道散布模型进行了分析, 建立了基于弹道预测的空间动态禁危区模型. 该模型能够较为准确地描述冲突点处弹丸的运动特性, 通过简化, 可以较快得到冲突判据及解算方法. 仿真表明, 模型和判据能够较为可靠地给出冲突告警信号.

为提高反舰导弹航路规划的决策效率, 基于几何学原理提出了航路规划功能区域的概念, 发掘出了航路规划的几何学本质. 将功能区域概念融入逆向航路规划过程中, 发现了功能区域的几何学渐变规律, 据此提出了一种航路规划图形化快速逆推方法. 开发并实现了反舰导弹航路规划图形化辅助决策系统, 应用实例表明, 该方法可定量描述航路规划决策空间, 消除决策“盲目性”, 符合人的认知习惯; 该方法可有效提高航路规划效率, 缩小其他航路规划算法的搜索空间, 加速算法收敛.

为了提高防空弹道修正弹拦截机动目标的能力, 提出了一种弹载执行机构的控制方法. 建立了防空弹道修正弹的质点弹道模型, 根据弹道修正的基本原理, 得到了脉冲控制的优化模型; 针对脉冲控制的特点给出了脉冲点火控制策略; 应用粒子群算法对脉冲控制指令进行了优化. 通过引入脉冲能量消耗最小原则改进了适应度函数, 搜索了控制指令的全局优化解. 仿真结果表明, 该方法使得防空弹药在拦截机动目标时具有较高的命中精度.

针对运载器热分离方案要求, 建立了轴向弹射分离模型和弹器联合体空中运动数学模型, 以内弹道计算为切入点, 对内外弹道进行耦合求解; 基于燃气节流孔直径不同的3种分离方案, 仿真研究了弹器空中分离的运动特性. 仿真结果表明, 在导弹允许最大过载的限制下, 燃气节流孔直径为0. 1 m的分离方案是最佳安全分离方案; 弹器分离后, 导弹空中运动状态可作为导弹进入气动飞行控制模式的初始条件, 为潜射导弹全弹道规划提供了重要依据.

依据空泡不同闭合形式的气体泄漏规则和通气系统, 建立了空泡内气体的平衡方程. 给出用于计算运动体姿态的动力学方程, 分析了局部空泡及超空泡航行状态的受力特性. 综合考虑了空泡内气体平衡、空泡的发展及运动体姿态的耦合方程, 给出通气加速阶段数值求解的方法. 获得通气加速阶段通气量、助推推力、运动体姿态及航行弹道的关系. 随着推力的增加, 依靠推力加快加速过程的优势越来越不明显, 且对通气系统的性能要求逐渐增加.

研究了弹道目标防御雷达的多目标跟踪数据关联方法, 提出了一种弹道目标跟踪的自适应多维分配相关算法. 在对多传感器探测覆盖区域进行分区处理的基础上, 进行多目标跟踪模式的判断, 根据跟踪模式选取不同维数的多维分配相关算法进行相关处理, 分析了多维分配算法存在的问题, 给出了算法实现的伪代码. 仿真实验结果表明, 利用该算法能够很好地跟踪弹道目标.

针对车载火炮轻量化技术中的后坐阻力控制问题, 开展了二维后坐系统动力学研究. 通过后坐运动分析, 建立了二维系统运动微分方程, 结合车载火炮射击工况, 进行了受力分析, 进而建立了轻型车载二维后坐火炮的发射动力学模型, 并进行了仿真计算. 分析结果表明, 采用二维后坐系统能够有效减轻火炮后坐阻力.

从连续损伤力学出发, 利用Kachanov提出的损伤演化定律来表征改性双基推进剂的破坏损伤特性. 利用等速力破坏试验拟合损伤方程参数, 利用损伤方程计算了等速位移下的损伤过程, 进行了等速位移破坏试验, 利用建立的损伤演化模型计算等速位移拉伸时的损伤演化过程. 结果表明, 起初损伤为0, 损伤缓慢增长, 力值达到某一程度时损伤迅速上升直至推进剂破坏.

为进行发射装药挤压破碎动力学研究, 通过几何方法构建了初始构型下发射药床的动力学模型, 采用牛顿-欧拉方程描述发射药粒的运动过程, 应用线性连接目录法建立每个药粒的邻居目录, 建立发射药粒接触识别算法及三维块体接触模型, 在邻居目录内应用射线交叉法进行块体间的接触检索, 模拟了发射药床在重力作用下的自然堆积过程. 获得了发射药床的密实堆积构型, 为发射装药挤压破碎动力学研究奠定了基础.

为研究单兵系统作战演示系统, 分析了线性、非线性光电瞄具模型, 建立了基于径向约束的光电瞄具标定模型, 给出了瞄具所要标定的内、外部参数和标定步骤. 对光电火控系统光电瞄具进行了标定, 通过编程得到了标定后的光电瞄具的成像, 在不同距离射击时对某物体的成像数据与图像进行了计算与仿真. 仿真结果表明, 利用径向约束的方法能够正确反应光电瞄具的成像. 计算结果表明, 该模型是可靠的, 为进一步研究轻武器火控系统打下了基础.

针对光幕靶测试曳光弹时出现测速数据不准确的问题, 在分析曳光弹发光机理的基础上, 结合光幕靶探测视场的构造原理, 提出了一种基于光幕靶测试曳光弹速度的方法, 并设计了测量系统. 设计了一种测光装置, 得到测光信号, 常规光幕靶测得弹形信号, 通过高速数据采集仪记录2路弹形信号和2路测光信号, 再由曳光弹测速算法处理, 计算出曳光弹的飞行速度. 针对设计的测量系统, 进行了靶场实弹射击测速实验, 结果表明所提方法原理正确、可行. 设计的测量系统既能测试曳光弹速度, 还能够测试非曳光制式弹速度.

为了研究非对称性因素对线型聚能射流的影响, 运用流体动力学原理, 从理论上分别分析和推导了斜入射冲击波和药型罩不对称2个主要因素对射流的影响程度. 数值模拟和理论计算均表明: 不对称程度较小时, 射流不会明显偏离轴线, 但射流的两翼将出现不对称, 射流的缩颈和断裂时间也会提前; 当不对称程度增大时, 射流明显偏离轴线, 射流的两翼明显不对称, 射流的缩颈和断裂时间将大大提前.

为获得侵爆战斗部对机场跑道的毁伤效应, 采用数值模拟方法及试验方法研究了装药量及炸点深度与炸坑面积的关系. 采用Lagrange算法与SPH算法转换可以实现连续计算侵爆战斗部的侵彻效应和爆炸效应; 通过数值模拟、试验分析及线性回归方法得到装药量、炸点深度与炸坑面积之间的关系式. 结果表明, 装药量对机场跑道毁伤效果的影响显著, 装药量与炸坑面积成线性关系.

运用有限元理论建立了火箭滑橇高速滑轨系统的橇-轨耦合动态分析模型, 计算了不同轨道平顺度条件下橇-轨动态效应, 得到了橇车在轨道上运行姿态的变化规律, 分析了轨道平顺度对橇-轨动态效应的影响. 研究表明: 橇车在轨道上运行时产生偏航摆动、升降、俯仰和绕橇车质心滚转; 随着轨道偏差的增大, 橇车平均冲击加速度和平均冲击力近似呈线性增长; 轨道平顺度对橇-轨耦合动态效应影响很大, 轨道平顺度是高速滑轨设计重点考虑的问题之一.