为解决高超声速临近空间飞行器俯冲段铰链力矩过大问题, 给出了一种降低铰链力矩的俯冲弹道设计方法. 在建立俯冲弹道优化模型的基础上, 利用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题, 进而将其作为极大极小优化问题采用序列二次规划方法进行求解, 其中优化的初值由按照最优导引方式生成的初始弹道获得. 在普通台式机上耗时约2 min, 获得的优化弹道铰链力矩峰值下降达67%, 并且各种约束条件均可满足, 采用美国GAV-H飞行器总体和气动参数进行了铰链力矩最小俯冲弹道仿真，分析了最优俯冲起点的选取策略，结

为了实现一种由助推、近空间巡航和俯冲攻击组成的高超声速飞行器攻击弹道以对付具有大机动能力的目标, 采用粒子群优化方法一体化设计高超声速飞行器的固体火箭助推器和助推弹道; 巡航段水平面内采用一种3维虚拟目标比例导引律, 纵向平面内基于非线性系统奇异摄动理论和虚拟目标导引方法设计一种次最优组合制导律; 俯冲攻击段基于随机跳变系统理论设计一种最优制导律. 3维全弹道仿真结果表明所设计的制导律合理, 中制导律能够有效衔接助推段和俯冲攻击段, 末制导律能够有效实现攻击大机动目标的制导任务.

为了实时、准确地获取航天发射任务上升段轨迹飞行特性, 采用“当前”统计模型(CSM)算法, 建立了航天任务上升段轨迹的运动模型, 分析了目标运动特性; 采用美国航天任务中脉冲雷达获取的测量数据进行统计分析, 确定了运动模型的有关参数, 仿真分析了在航天任务上升段CSM算法的滤波跟踪性能. 分析比较了CMS算法滤波处理前后的性能, 试验仿真结果表明, CSM算法能够较好地完成航天任务中的测控数据滤波处理工作, 满足运动轨迹处理显示和故障判决要求.

为实现弹道导弹制导计算中的扰动引力快速赋值, 提出了一种基于标准弹道的“漏斗形”有限单元构建方法, 将标准弹道附近区域进行剖分, 根据单元所确定的节点位置及节点扰动引力值内插快速计算“漏斗”内实际弹道扰动引力. 分析了该方法对不同射程、射向及发射位置情况下全程弹道扰动引力赋值的适应性, 提出了有限单元剖分准则. 仿真结果表明, 对射程为12 000 km的弹道, 仅需存储696个数据即可保证全程扰动引力赋值误差对应落点偏差小于10 m. 在一般配置的微机上, 主动段和被动段单点扰动引力赋值时间分别为2.

为研究带外挂助推器的靶弹的推力偏心问题, 建立了靶弹的弹道分析模型, 对靶弹的弹道进行了计算. 弹道计算结果表明, 即使很小的助推器推力线偏角误差也会引起靶弹姿态剧烈变化, 带来较大的法向过载. 以最小化助推器推力线偏角的误差在±0. 17°范围内时的助推段弹道最大法向过载为目标, 选择发射角、助推器推力线偏角和预置舵偏角为设计变量, 对靶弹的助推段弹道进行了优化. 结果表明, 优化后靶弹在助推段的最大法向过载有了明显减小. 该文的模型和程序可以用于类似靶弹的方案论证和初步设计.

针对中远程自寻的导弹攻击初始段系统状态可观测性弱的问题, 提出了一种双重指标最优滑模制导律. 建立了弹目相对运动模型, 基于被动跟踪的可观测性理论建立了可观测性指标; 运用最优控制理论推导出提高滤波器性能和导弹命中精度的双重指标最优制导律; 针对视线角速率偏离零点的问题, 运用滑模变结构控制理论对双重指标最优制导律进行了改进, 分析了双重指标最优滑模制导律的鲁棒性. 仿真结果表明, 与扩展比例导引相比, 该制导律将滤波器性能提高了10倍左右, 并对中远距离机动目标具有很强的适应性, 能够获得良好的制导精度

为解决制导炮弹组合导航惯性元件滚转角的空中初始标定问题, 根据弹箭绕心运动特性, 忽略起始扰动段对弹箭飞行姿态的影响, 应用动力平衡角理论推导出基于三轴角速率陀螺和全球定位系统测量数据的弹箭滚转角空中定标方法. 通过模拟传感器噪声, 利用某低旋尾翼弹仿真数据进行初始滚转角仿真计算, 得到滚转角误差范围在5°以内. 仿真结果表明该方法得到的滚转角与理论结果吻合较好, 能够满足制导炮弹角速率陀螺空中定标要求.

为实时准确测量制导炮弹飞行姿态角以实现精确控制, 针对制导炮弹的炮射环境等, 将磁阻传感器与角速率陀螺组合使用, 根据地磁场的基本性质、磁阻传感器测量姿态角的工作原理和制导炮弹的绕心运动学方程, 提出了制导炮弹飞行姿态角的解算方法. 以某制导炮弹为算例, 采用增加测量噪声的三轴角速度数据作为姿态测量传感器的输出信号, 利用文中方法对该模拟仿真信号进行了弹体飞行姿态角的计算. 结果表明, 采用三轴磁阻传感器和两轴角速率陀螺组合测量制导炮弹飞行姿态角的方法在理论上是可行的, 对于信噪比大于等于5的仿真信号,

为了有效地利用雷达测量数据重建实际弹道, 建立了考虑随机风场的非线性弹道滤波模型, 给出了作为弹道重建工具的积分预测UKF算法. 针对实际应用UKF进行在线重建弹道时初值条件的不确定性导致初始段弹道参数估计含有较大误差的问题, 引入了一种新颖便捷的平滑器URTSS, 该平滑器通过滤波最后时刻的状态估计值反向传递至初始时刻, 获得弹道参数最优估计. 仿真结果表明, 应用UKF方法重建实际弹道是有效的, URTSS能进一步减小弹道参数的估计误差, 特别是有效修正初始段弹箭速度与风场信息的估计误差, 提高了利用

为了分析底排-火箭复合增程弹在飞行过程中结构特征参量变化对外弹道性能的影响, 在结构特征参量不变化和非连续变化的弹道计算模型基础上, 根据复合增程装置的工作特点, 结合底排药剂和火箭药剂的质量损耗形式, 建立了结构特征参量连续变化的弹道计算模型. 以某型弹为例, 通过对3种弹道模型的理论计算结果对比, 分析了结构特征参量变化对弹丸速度、射程以及飞行稳定性的影响. 结构特征参量连续变化与不变化的弹道计算模型相比, 陀螺稳定因子大8%左右, 动态稳定综合因子在增程装置工作结束时刻大16. 83%, 结构特征参

为研究时序抛撒时子母弹多体干扰气动特性, 以时序抛撒子母弹的2种抛撒时序特定分离状态为模型, 将分区技术用于混合网格生成法, 生成计算网格, 利用AUSM+格式求解采用k-ω SST湍流模型的雷诺平均N-S方程, 模拟结果与实验结果对比表明, 该方法可较细致地模拟时序抛撒子母弹干扰流场结构, 获得干扰气动参数. 分析表明, 抛撒时序是影响时序抛撒子母弹干扰气动参数的重要因素之一, 只有选择合适的抛撒时序, 才能改善散布面积、提高毁伤效能. 研究结果可为进一步研究子母弹时序抛撒干扰气动特性的数值模拟提供参考

为了研究栅格翼翼身组合体超声速的滚转阻尼特性, 采用求解定常状态N-S方程的方法, 对超声速阶段栅格翼翼身组合体在有攻角时的滚转阻尼特性进行了数值研究, 并且与平板翼翼身组合体的滚转阻尼特性进行了比较. 对平板翼翼身组合体的数值模拟结果与实验值的误差较小, 该方法可作为研究复杂翼身组合体滚转阻尼特性的数值计算方法. 计算结果显示在所研究的攻角范围内, 栅格翼翼身组合体的滚转阻尼导数随马赫数的增加出现2次转折, Ma=2. 5时出现严重的气流壅塞现象; 滚转阻尼导数随攻角的增大而减小, 背风面栅格翼受组合体

为保证脉冲修正弹药控制系统的鲁棒性, 分析研究了基于脉冲发动机直接力控制的2维修正弹药的飞行动态稳定性, 建立了弹体六自由度模型和传递函数模型, 求出弹体在受脉冲力扰动时弹体攻角变化, 以此分析弹体动态稳定性. 分析了单台发动机总冲、发动机推力轴心与质心距离、弹体静稳定裕度以及发动机连续工作个数等影响弹体动态稳定性因素, 仿真结果表明, 发动机位置距离质心越近，发动机冲量越大，静稳定裕度越大, 脉冲修正弹药动态稳定性越好.

为研究阶梯型发射管内燃气流场特性, 将2维守恒方程的正格式方法发展到轴对称Euler方程组的求解, 并对阶梯型发射管内燃气流场进行了数值计算, 给出了发射管内流场的流动图形及发射管中心线和管壁的压力分布，分析了管内复杂波系结构的变化趋势. 验证算例结果与实验照片反映的流动特征及已有数值格式的计算结果吻合较好, 表明推广是有效的. 该方法能够较好地捕捉到包括射流边界、相交激波、马赫盘、三波点和二次流等阶梯型发射管内流场波系结构, 计算结果在发射管轴线反射点附近的分辨率较高; 数值解具有较大的梯度变化, 表

为获得药柱模数对发动机结构完整性的影响, 针对某一典型火箭发动机常用的圆孔药柱和星孔药柱, 建立温度冲击下的计算模型, 基于推进剂材料的粘弹性本构关系, 结合热流变简单材料的特性, 对不同模数的圆孔药柱和星孔药柱受温度载荷的情况进行了数值计算, 得到温度冲击载荷作用下药柱的实时温度场及应力、应变特性, 分析了不同时刻药柱内不同位置处应力、应变特性, 应力、应变随时间的变化规律及最大应力、应变随模数的变化关系. 分析结果表明圆孔药柱和星孔药柱内的最大应力值都随模数呈指数形式增长, 危险点分别在药柱内壁处和星

为了实现多管火箭武器变射序变间隔发射技术, 提高多管火箭射击精度, 基于多管火箭变射序变间隔发射思想, 利用单片机控制技术, 对包括时钟控制模块、电源保护模块、射序射击间隔选择和控制模块在内的发射控制系统的软件和硬件进行了设计, 研发了多管火箭变射序变间隔发火装置, 实现了多管火箭变射序变间隔发射. 多次试验表明, 该装置具有精度高, 使用方便灵活等优点. 多管火箭变射序变间隔发火装置的实现为提高多管火箭射击精度提供了重要的发射和控制试验手段.

为在导弹飞行试验中获得更高精度的光学脱靶量处理精度, 提出了利用同步跟踪的差分光学观测量计算脱靶量的方法, 使用同帧画幅测元差和历元差2种不同的差分法消除误差. 根据导弹攻击靶机前所获光学图像的不同, 将问题分为3种情况: 同步同帧画幅观测量，无同画幅观测量, 非同步而同画幅观测量, 分别给出了不同的计算方法. 按照试验场景进行仿真, 对新方法做了评估, 结果表明差分方法与传统方法相比精度提高可达分米量级.

为了实现高精度、大面积的立靶坐标测量, 提出了一种大面积激光光幕子弹弹着点坐标测试的新方法. 采用4个扇形激光光幕相互交叉组合成大面积矩形光幕, 利用光电二极管阵列测量激光光幕的光强, 当子弹穿过激光光幕时, 相应的光电二极管接收到信号, 经信号采集和处理电路计算出子弹弹着点的坐标. 对有效靶区1 m×1 m的原理样机进行7. 62 mm枪弹实弹射击实验, 实验结果表明坐标测量精度达到2 mm. 该方法结构简单, 易构造较大面积的靶面, 其最大有效靶区可达到10 m×10 m.

为了解决双等边三角阵声学靶测量弹着点坐标计算过程繁琐的问题, 在局部将激波在预定靶平面上的曲面传播看成是平面传播, 得到了激波在各个传声器之间传播的声程差与三角阵边长之间的几何关系, 通过解三角形求得了弹着点的坐标测量公式. 通过仿真计算对该坐标测量公式的理论误差进行了分析, 在对4 m×4 m靶面的仿真中得到x、y坐标测量误差分别为±10 mm和±25 mm. 仿真结果表明, 该测量公式形式简单, 且具有较高的精度.

为探究钝感球扁药装药提高弹丸初速的机理, 采用密闭爆发器试验研究了钝感球扁药及其混合装药的燃烧性能, 分析了钝感剂的加入量、钝感时间和加入方式对钝感球扁药燃烧性能的影响. 研究了钝感球扁药与主装药混合后的燃烧规律. 结果表明, 合适的钝感剂加入量、钝感时间及钝感剂加入方式均能改善钝感效果; 钝感球扁药与主装药混装填可以有效改善火药的燃烧性能. 该钝感技术能有效控制钝感球扁药及其混合装药的渐增性燃烧.

为研究空气中裸露铅索和覆水铅索对双层中空钢化玻璃的破障威力, 设计了采用8号电雷管端点起爆装药及双层中空玻璃试验装置，建立了铅索爆炸爆轰产物对双层中空玻璃作用的模型，采用拉格朗日算法分别计算了裸露药包与覆水药包的爆轰情况. 理论分析与试验结果表明, 覆水铅索破除双层中空钢化玻璃时2层玻璃的破坏分别由爆轰波压力、爆轰产物压力引起. 数值模拟结果进一步验证了覆水药包的爆轰气体压力下降慢, 破障威力获得显著增强.

为研究轻武器杀伤元侵彻明胶效应, 诸如靶标后的弹道轨迹和瞬时空腔, 利用X光摄影法进行正交拍摄以获得2维图像, 并采用加装视场光阑的方法解决了实验过程中X光图像发生的正交干扰问题. X光正交拍摄轻武器杀伤元侵彻靶标的实验结果表明, 加装视场光阑的方法可以获得画质良好的图像. 根据实验拍摄到的明胶空腔的图像, 分析了杀伤元侵彻明胶的侵彻效应. 实验结果表明, 同一发弹丸在靶标后挡板上撞击产生了近似圆形和长锥形的2个痕迹.

为研究某型小口径舰炮对空射击能力, 分析了敌我运动态势图, 建立了弹道仿真数学模型, 进行了对空射击能力的计算，分别确定了最大开火斜距离和对空射击持续时间的数学模型和计算方法. 以某型小口径舰炮为例，通过MATALAB软件仿真, 得出了某型小口径舰炮对空射击能力的具体参数表. 对仿真结果进行了分析, 结果表明, 当目标速度在200 m/s时, 最大开火斜距离为7 000 m左右; 当目标速度在300 m/s以内时, 对空射击持续时间均在25 s以上. 这为射击指挥员有效抗击空中典型目标提供了指挥决策依据.