为了研究等离子射流的点火特性,建立了等离子射流在大气中扩展的二维轴对称非稳态可压流数学模型,采用Fluent软件对等离子射流扩展过程进行了数值模拟.获得了等离子射流扩展界面变化规律以及流场中静压、温度和速度分布特性.分析结果表明:等离子射流与大气间存在强烈的湍流掺混,掺混强度沿下游逐渐递增.喷嘴前9.2mm处出现驻定激波,激波后各参数随时间呈非单调变化;压力、温度和速度沿轴向及径向总体上呈衰减趋势;温度、压力等参数空间分布具有波动性;等离子射流扩展位移模拟值与实测值吻合较好.

为研究密闭爆发器试验压力损失对发射药起始动态活度比的影响,分别对未破碎发射药、低温和常温破碎硝胺发射药、破碎15/9发射药进行了起始动态活度比试验分析.根据实际试验条件与计算需求,采用能够修正密闭爆发器试验中燃烧全过程压力曲线的方法对不同破碎发射药试样的试验结果进行了压力修正,计算了压力修正前后破碎发射药的起始动态活度比的相对误差.分析结果表明,压力损失对发射药起始动态活度比的影响较小,在实际试验中可以依据实际条件选择是否进行修正.

针对模块装药膛内滞留的热安全性问题,给出了模块盒受热的简化模型,并给出了理想状况下的解析结果,得到了模块盒在膛内滞留受热期间的温度响应.分析了不同射击工况下身管温度的响应特征,考察了射击工况及环境温度对模块盒温升过程的影响.结果表明,射击工况对模块盒温升影响显著,温升差别高达30℃左右,而环境温度影响甚微.结果还表明,身管报警装置对确保模块装药的热安全性有着至关重要的影响.

为了在喷孔面积为常数的条件下提高膛压曲线充满度,提出了一种带有增压室的再生式液体发射药火炮结构方案,建立了考虑固体点火药的零维内弹道模型.利用某迫击炮的结构参数和装填条件,采用龙格-库塔法进行了数值模拟,分析了内弹道性能.在一定结构参数条件下的计算结果显示:贮液室和增压室的压力在液体药喷射过程中一直增加,且明显高于燃烧室压力;燃烧室压力出现近似的平台效应.模拟结果表明,设置增压室可在喷孔面积为常数的条件下提高膛压曲线充满度.

为了研究高强纤维增强混凝土(HSFRC)材料的抗侵彻性能,采用2种不同弹头形状的刚性动能侵彻弹,对高强钢纤维增强混凝土和高强聚丙烯纤维增强混凝土靶体进行了侵彻试验和理论分析.给出了考虑弹靶摩擦阻力和弹头形状变化的混凝土靶体侵彻深度计算公式和侵彻试验数据,基于此,拟合得到了高强混凝土靶体经验强度参数的计算表达式并进行了试验验证,弥补了经典FORRESTAL公式中强度参数适用范围低于100MPa的不足.通过对比公式计算结果和试验数据,验证了文中提出的公式和分析方法对于弹体侵彻高强纤维增强混凝土靶体深度的计算较FORRESTAL公式有更广的应用范围和更高的预测精度.

针对钢球高速侵彻明胶的数值模拟问题,进行了实验研究.在对实验现象及结果的观察与分析的基础上,为建立合理的数值模型和验证数值方法的可行性与准确性提供了评判标准.采用Lagrange,ALE和SPH-Lagrange耦合算法分别对钢球高速侵彻明胶的动力学过程进行了模拟.从建模方法、计算效率、数值结果精度和实验现象再现程度等方面对比分析了3种数值算法之间的差异和优缺点.对比结果表明:针对钢球高速侵彻明胶的数值模拟问题Lagrange算法的计算精度和计算效率最高;如果计算过程中的网格畸变经常造成数值求解终止等问题,则可以考虑采用ALE算法;SPH算法不适用于求解该问题.

为提高爆破式空地反辐射导弹的毁伤效能,提出了一种大弹道倾角触发起爆,小弹道倾角近炸的引战配合方式;通过分析弹目交会过程中导弹与典型雷达目标距离变化的统计特性,确定了最佳炸高与弹道倾角的对应关系;建立了采用触发起爆或近炸起爆方式的判定准则;采用蒙特卡洛方法进行了实例仿真.结果表明:该方法可以根据目标特性及弹目交会条件选择恰当的起爆时机,提高引战配合效率;与单纯的触发起爆或测高近炸等引战配合方式相比较,该方法能较好地提高导弹的单发毁伤概率.

为研究序列梯度-修复算法在升力式再入飞行器轨迹优化中的应用,给出了控制量约束、过程约束的转化过程,同时结合再入飞行器的强非线性,引入了状态积分,改进了序列梯度-修复算法的更新方法,对改进的算法在升力式再入飞行器拟平滑轨迹优化中的实用性进行了比较分析.仿真结果表明:给出的约束处理方法合理有效;改进的序列梯度-修复算法较原始算法在收敛速度和优化效果上有明显提升,能在更短的时间内获得一条满足约束的升力式再入飞行器拟平滑轨迹,在飞行器轨迹优化中具有较强的应用和发展潜力.

为解决助推-滑翔导弹的弹道设计与性能分析问题,提出了一种分段优化的全弹道设计方法.利用工程估算方法估算导弹的助推器参数,建立了弹道优化模型,将全弹道分为主动段和滑翔弹头飞行段,分段进行弹道优化.采用Gauss伪谱法将弹道优化问题转化为非线性规划问题,采用序列二次规划(SQP)等数值方法进行求解.仿真结果表明,Gauss伪谱法处理此类多阶段多约束的弹道优化问题效果较好,最优弹道起伏较小,控制量变化平滑,各项约束都得到满足.利用弹道优化分析了起飞质量、主动段终端倾角对导弹射程的影响,并与弹道导弹进行了比较,结果表明,助推-滑翔导弹在增程方面具有较大优势.

针对拦截大机动目标的中制导问题,设计了一种最优中制导律.建立了弹目相对运动学模型,以控制能量最小和中末制导交班时刻的速度前置角最小为性能指标,利用伪控制变量方法推导了最优制导律,并给出了一种剩余飞行时间的估计方法.仿真结果表明,所设计的制导律在目标作大机动飞行的情况下,能够有效减小制导指令且使中末制导交班时刻的速度前置角接近于0.

针对舰空导弹拦截掠海飞行目标问题,考虑到目标具有强机动性和导引头对低空海面目标的视线角速度量测噪声,以及末制导在三维空间中进行,在建立空间导弹拦截目标相对运动模型基础上,选择空间导弹和目标的相对速度偏角作为零化目标,设计了一种具有强鲁棒性的基于零化相对速度偏角的空间变结构末制导律,给出了导引指令信息解算模型,仿真结果不仅验证了解算模型的正确性,还表明了在对抗目标大机动和低空目标视线角速度量测噪声等方面,所设计导引律比传统的空间末制导律具有更强的鲁棒性.

为了提高多枚导弹在多约束情况下的协同作战能力,在纯比例导引律的基础上,添加了与攻击角度、攻击时间约束相关的偏置量,形成了同时具有攻击角度和攻击时间约束的四维制导律.综合考虑导弹系统的动态特性、导弹自身的过载约束以及弹道的收敛性约束,采用自动控制原理和变系数比例导引律理论,对制导律的参数进行了设计,给出了取值方法.仿真结果表明:所设计的制导律能够使多枚导弹在满足过载约束的前提下,弹道前段弯曲末段收敛;实际攻击角与理想攻击角之差小于2°,实际攻击时间与理想攻击时间之差小于1s,可有效实现对目标的协同攻击.

为研究视线角速度测量干扰对制导系统的影响,在有视线角速度测量干扰的情况下,对基于PD型比例导引和基于比例导引的制导系统的制导性能进行了比较.建立了弹目相对运动的数学模型,分析了干扰对制导系统稳定性的影响.采用伴随系统理论,在干扰为阶跃信号的情况下,对PD型比例导引和比例导引2种制导系统进行了脱靶量解析解的比较.结果表明,在视线角速度测量干扰存在且不进行抑制的情况下,在稳定性方面,前者优于后者;在脱靶量方面,后者优于前者.这表明,当制导系统采用PD型比例导引律时,抑制视线角速度的测量干扰是必须的.

针对侵彻制导武器BTT末制导中滚转指令奇异性问题,采用基于偏导的灵敏度方法,分析了BTT-90逻辑中奇异性产生的机理及主要影响因素;通过对末制导使用的弹道成型制导律无量纲过载分析,结合实际弹道仿真,总结了指令随时间变化规律即奇异性仅存于过载指令过零阶段.以此为基础,提出一种将BTT控制划分为正常控制与奇异性区域,并在奇异性控制区采用滚转指令平滑算法的奇异性控制策略,完成了切换条件设计.仿真结果证明,奇异性控制策略可消除由于制导指令过零带来的滚转角指令跳变现象,且对制导精度影响小.

为增强制导炮弹大空域作战能力,将参数估计与滑模控制相结合,提出了一种适用于制导炮弹的鲁棒自适应控制器.考虑到弹体气动对称和交叉耦合特性,利用反馈线性化方法得到参数化的滑模控制律;基于李雅普诺夫稳定性理论设计了控制器参数的自适应规律,使得设计的控制系统具有较强的鲁棒性.仿真结果表明,自适应滑模控制器能有效解决含有较大程度气动不确定性时的制导炮弹跟踪控制问题,并且消除了常规滑模控制的抖振现象.

针对某类空间飞行器在发射过程中产生结构变化的问题,基于多体系统动力学方法建立了变结构空间飞行器动态发射研究模型,进行了理想发射情况下的数值研究,并与地面试验进行了对比分析.分析结果表明,该模型可以准确地描述飞行器的发射运动.引入推力偏心、扭矩偏转和重力梯度3种干扰因素对飞行器发射过程的姿态进行了数值研究.研究结果表明:推力偏心角越大,飞行器相应的姿态角变化越大;扭矩偏转对飞行器的俯仰角和偏航角都有影响,并且扭矩偏转角越大,姿态角变化越大;在小发射角下重力梯度对飞行器的姿态影响不明显.

为了提高高超声速飞行器的突防概率,利用优化理论,规划了多约束5种机动突防模式弹道(3种横向机动方式,2种纵向机动方式).把连续的控制变量离散为分段常值函数,将最优控制问题转换为参数优化问题,利用序列二次规划方法求解.规划过程中,提出了改进的拟平衡滑翔条件,建立了攻角和倾侧角间的一种约束关系,减少了一个控制变量,而且能够保证弹道的平缓.多个算例表明,规划出的弹道能够满足约束和突防的要求,验证了该文规划方法的有效性.

基于N-S方程及PISO算法,考虑气液间相变,采用大涡模拟湍流模型和VOF方法,对绕三维水下超空泡射弹的非定常空泡流动进行了数值模拟.通过计算结果得到了超空泡的形成过程.计算了不同攻角条件下的超空泡形态,给出了射弹表面的空泡厚度分布曲线.计算了不同空化数条件下的超空泡无量纲长度和厚度,计算结果与实验数据吻合较好.计算结果表明:当空化器直径一定时,超空泡特征长度与特征直径随空化数的增加而减小;射弹航行攻角对超空泡形态影响较大,其显著地改变超空泡形态的轴对称性.

为研究软性材料的HTPB固体火箭推进剂的断裂韧性,采用多试样方法和J积分测试法,综合运用高速显微摄像,跟踪观测了含裂纹拉伸试样的启裂点.采用最小二乘法处理推进剂材料力学性能的离散性,测定了单边穿透裂纹拉伸试样启裂J积分值,该值为1.852 3kJ/m2.试验表明,HTPB固体火箭推进剂裂纹尖端的钝化现象明显,高速显微摄像可以清晰拍摄到钝化和启裂过程.HTPB固体火箭推进剂的断裂参数离散性大,启裂点位置、启裂点载荷和断裂能数值离散,采用最小二乘法进行拟合处理得到了较为合理的临界J积分值.

为研究多级感应线圈炮中电枢的受力、加速和过载等内弹道特性,基于电磁场理论,建立了同步感应线圈炮的数学模型,并给出了线圈炮的控制方程和电磁力计算方法.结合场路耦合模型,对3级感应线圈炮进行了有限元仿真.该仿真模型得到的最大过载可达15 000g.仿真分析表明:发射过程中,电枢不仅会受到很大的过载,而且其受到的电磁力在运动中会发生反向;随着电枢速度的提高,电磁力反向时刻不断提前,电磁制动力不断增大,加速力不断减小.

为了探索多模块脉冲变压器并联的脉冲功率源用于电磁推进系统的可行性,建立了多模块脉冲变压器并联电路及其驱动电磁推进系统的数学模型,仿真分析了多模块脉冲变压器并联输出特性、多模块并联下电磁推进系统的推进特性,以及放电时脉冲变压器过电压的限制措施等.脉冲变压器模块数为20,储能100kJ,理想情况下仿真得到的抛体发射速度达到1.5km/s,发射效率为12.6%.仿真结果表明,多模块脉冲变压器并联作为脉冲电源用于电磁推进系统是可行的,有利于电磁发射系统体积的减小,对脉冲变压器过电压抑制可引入非线性电阻.