为了研究临近空间飞行器滑模控制方法,建立了临近空间飞行器无动力滑翔阶段的纵向运动模型,并应用动态逆方法证明模型是可逆的,且可实现绕质心运动模型的线性化.以动态逆控制为内环,滑模控制为外环,设计了飞行器纵向控制系统.从提高信息利用率和增加控制系统设计自由度的角度出发,提出俯仰角变化率指令参数化计算方法.仿真结果表明:纵向控制系统可以准确跟踪攻角指令,满足控制精度要求;俯仰角变化率指令参数主要影响控制系统的动态响应能力和稳态控制精度.

为提高再入弹头命中精度和机动突防能力,将质量滑块和单框架控制力矩陀螺(SGCMG)配合使用,以在弹头再入全过程中产生足够的姿态控制力矩.针对采用质量滑块/SGCMG复合执行机构的再入弹头,利用New Euler法,建立了弹头再入动力学模型.在此基础上,利用Lyapunov稳定性理论,设计了弹头非线性姿态控制器.对某型导弹再入弹头的仿真研究表明:质量滑块/SGCMG复合执行机构可以满足弹头再入全过程的力矩需求,输出力矩误差小于0.001 5 N·m;控制系统可以实现姿态角的良好跟踪,稳定跟踪误差小于0.5°,复合执行机构方案是可行的.

为了提高遗传算法对航路规划问题的求解效率,提出了一种约束引导的航路规划遗传算法(CD GA).与传统GA不同的是,该算法在优化过程中使用航路节点间的关联约束来实时限定基因值的准确变化范围.为了使染色体与航路的表达方式更加接近,采用定长实数的矩阵编码方式;采用一种分步递归初始化策略生成初始种群,保证其中均是非劣个体;在算法迭代过程中,分别采用一种连续多点分步交叉策略和扰动连续修复变异策略进行交叉和变异,使得算法搜索空间逐步减小,从而加速算法收敛.仿真实验结果表明,该算法能够显著提高遗传算法的全局搜索性能,并且算法收敛速度快,稳定性好.

为了提高滑翔增程制导炮弹的姿态测量精度,分析了单GPS天线测量弹体姿态角的计算方法,应用GPS和INS全组合的方式,采用INS和GPS的位置、速度和姿态误差信息作为观测量,设计了卡尔曼滤波器,将滤波估计的结果反馈给INS,实现对测量系统全参数的误差修正.数值计算和仿真结果表明,采用基于GPS姿态测量信息的Kalman滤波方法,对INS惯导系统测量误差进行修正,降低了3个姿态角的测量误差,加快了系统误差收敛速度,提高了滑翔控制系统的控制精度,增加了制导炮弹滑翔增程的效果.

针对炮射侦察弹的工作特性,提出了弹道设计方案.建立了炮射段、分离段、减速段弹道模型,推导了开伞时间与分离时间、降落伞面积与弹道末端约束的关系.以弹道射程最大为目标,以发射角、分离时间点作为设计变量进行了弹道优化设计,确立了发射角44.0°与分离时间点32.33 s为最优结果,完成了弹道仿真计算.结果表明:论文设计的炮射侦察弹弹道方案合理,可用于指导炮射侦察弹弹道方案设计.

制导火箭弹在稀薄大气条件下气动舵的控制效率很低,为提高火箭弹高空飞行的控制性能,研究了气动舵/脉冲火箭复合控制中的脉冲点火算法,分析了脉冲发动机组合点火以及差动舵控制脉冲合力方向的特性,提出了一种基于控制指令分解的新型脉冲点火控制方法.仿真表明,采用该脉冲点火方法所产生的直接力能够使弹体快速跟踪指令过载,提高了火箭弹的过载响应速度,改善了高空飞行时的动态性能.该方法结构简单,计算量小,为火箭弹直接力/气动力复合控制技术提供了参考.

为定量评估空空导弹协同制导的作战效果,对协同制导条件下中末交接班目标截获概率进行建模研究.根据协同制导的信息流程,给出修正指令计算方法,分析了影响协同制导的6种主要误差源及误差特性,并采用矢量法推导雷达测量误差、姿态测量误差、导航定位误差、传递对准误差和指令延时误差的传递模型,基于制导误差建立中末交接班的目标截获概率计算模型,得到截获概率与误差的定量关系,对目标截获概率和误差灵敏度进行了仿真分析.结果表明,目标截获概率对指令延时误差和制导载机雷达测量误差的敏感性最高.

通过研究高超音速导弹(HM)对舰载近程武器系统(CIWS)的突防能力,探讨利用CIWS拦截HM的可行性.根据选取的CIWS和HM原型,建立了HM的三维比例导引攻击模型、CIWS拦截模型以及弹丸散布模型,研究了HM爆炸破片的后续杀伤能力,进一步分析了HM的攻击速度、方向以及外形尺寸等与HM突防能力之间的关系.借助Monte Carlo法仿真分析了CIWS对不同HM原型的拦截效果,讨论了改进措施的可行性.结果表明,现有条件下利用CIWS无法有效拦截HM,需要探讨新的技术途径.

用逐步回归分析法研究弹丸初速、弹质量和弹丸偏心距等因素对车载炮射击密集度的影响,建立了影响程度逐步回归分析算法,并以某车载炮的密集度性能实弹射击试验数据为基础,对试验数据中的落点坐标进行了相关性分析,研究了各因素对该车载炮射击密集度的影响.回归分析结果表明,影响弹丸纵向射程的主要因素是初速,影响横向侧偏的主要因素是弹质量.回归分析结果与实弹射击结果相吻合,逐步回归分析法用于分析车载炮射击密集度的影响因素是可行性的、有效的.

为了提高中口径火炮远距离反导能力,针对一维阻尼环机构弹道修正弹的弹道特性和飞行原理,提出提前发射修正弹用于反导的设想,将弹目交汇时间误差融入到中口径火炮对空误差及命中毁伤模型中,采用仿真统计法,获取并修正每发射弹的飞行时间误差,仿真计算得出修正弹与无控弹远距离对巡航导弹的毁伤概率.结果表明:弹道末端通过增阻减速修正弹目交汇时间误差能够大幅提升中口径火炮的远距离反导能力,研究结果为中口径火炮的反导作战使用提供了参考.

为研究舰船舷侧内设复合装甲结构的抗穿甲破坏机理,预测战斗部穿透内设复合装甲结构后的剩余速度,以进一步对内部防护结构进行设计,采用均质钢板后置复合材料板模拟舰船舷侧内设复合装甲结构,结合低速弹道冲击试验,分析了组合结构靶板的破坏模式.在此基础上,根据靶板的破坏模式,得到了球头弹丸穿透组合结构靶板的剩余速度理论预测公式.结果表明,组合靶板中前置钢板的破坏模式主要为剪切冲塞破坏,而后置复合装甲板的破坏模式为纤维的拉伸断裂;理论预测剩余速度值与试验结果吻合较好.

为研究某型号反坦克导弹系统的发射动力学特性,基于弹性理论计算了接触变形模型的动态接触参数,通过多体系统动力学软件ADAMS对该模型进行了仿真分析,并重点讨论了温度、初始方位瞄准角、阻尼特性以及地面接触参数对初始扰动的影响.仿真结果表明,它们对初始扰动均有影响,低温发射下的初始扰动大,阻尼器阻尼系数以大于300 N·s/rad为佳,增大地面接触参数有利于减小初始扰动.

为了建立相对准确高效且充分考虑弹丸接触力等外加载荷影响的柔性身管模型,通过将虚拟体引入身管系统,提出了一种柔性身管的建模方法,推导了虚拟体在系统中的约束方程和身管的多体动力学方程.以某型履带式自行火炮为例,引入身管的多体模型,获得了在相同射击条件下试验测试数据与仿真计算结果的对比曲线.分析表明,应用该方法构建的柔性身管模型能够描述弹丸接触力等外加载荷的作用,并可以较精确地计算火炮的炮口扰动和身管的弹性振动.

为了研究车辆状态及车辆振动对机枪射击密集度的影响程度,降低车辆对车载机枪射击密集度的不利影响,基于多体动力学、汽车地面力学及气体动力学的理论,建立了车载大口径机枪的动力学模型.分析了机枪射击过程中,车辆处于自由状态及制动状态下车辆的稳定性与枪口的跳动情况,对比分析了不同轮胎刚度对机枪射击密集度的影响.结果表明:机枪射击时制动车辆轮胎或提高车辆轮胎刚度对提高机枪的射击密集度有利.研究结果为车载大口径机枪的运用与总体设计方案的优化提供了方向.

为了研究防空火箭炮射击过程中的振动特性,以多柔体动力学理论为基础,采用“模态缩减法”生成柔性车大梁,用可以求解刚体和柔性体之间非线性接触问题的“节点法”生成柔性定向管,建立某车载防空火箭炮刚柔耦合动力学模型.结合相关实验参数进行了数值仿真,并与多刚体模型仿真结果相比较.结果表明:与纯刚性模型相比,考虑定向管和车大梁柔性变形的动力学模型更贴近于火箭炮的实际射击情况;柔性变形影响火箭弹出管口的初始扰动,进而影响射击精度.该研究对于改善火箭的初始扰动具有参考价值.

为了分析火炮输弹过程对弹丸卡膛一致性的影响,研究了整个输弹过程.通过考虑输弹过程中的输弹力、卡膛速度、弹丸入膛过程中与身管内壁的接触碰撞等方面因素,建立了卡膛过程的动力学模型,对输弹力、弹丸与身管的间隙及接触碰撞对卡膛一致性的影响进行了分析和定量研究.分析结果表明,采用恒力输弹方式、弹丸与身管间的间隙及其接触碰撞的存在必然降低高低射界内不同射角弹丸的卡膛一致性,而采用变力输弹方式和降低输弹机安装位置等措施可以有效改善弹丸的卡膛一致性.

为了研究小型物体冷气发射系统发射过程的内弹道特性,根据小型物体冷气发射系统的结构及工作原理,利用热力学理论建立了发射过程的内弹道模型,模型中考虑了发射筒间隙漏气及被发射物旋转.根据模型编制了计算程序,计算分析了发射过程内弹道性能参量的变化规律.被发射物接口与储气罐出气口未脱离前,被发射物所受的作用力较小,速度增加缓慢,发射筒开始充气后,被发射物所受压力迅速增大.开展了不同充气压力条件下的发射试验,并测试了被发射物出发射筒时的速度.计算结果与试验结果符合较好,试验结果验证了模型的合理性,为小型物体冷气发射系统结构设计提供了理论研究方法.

为了使前级分离体达到快速分离和快速增速的目的,以满足工程应用的要求,设计了一种快速分离装置.利用爆炸点火方式点燃发射药,实现前级分离体的快速分离、发射,并应用密闭爆发器原理和内弹道理论,建立爆炸点火方式下快速分离、发射的理论模型.结合四阶龙格库塔法,对上述理论进行数值计算,得到了爆炸点火分离过程各物理参数的规律,并通过静态台架实验进行验证.结果表明,分离时间达到μm级,分离速度达到200 m/s,理论计算与实验结果吻合较好.

为分析不同发射药成分对燃烧轻气炮内弹道性能的影响,通过计算流体力学方法对燃烧轻气炮燃烧室的三维氢燃烧流场进行数值模拟,湍流模型采用RNG kε双方程模型,氢气燃烧采用EDM涡耗散模型模拟.结果表明,在发射药中加入适当含量的稀释气体能够有效地控制发射药的燃烧,减小燃烧室内压力振荡,降低燃烧室平均温度;采用氢气发射药比甲烷气体具有更好的内弹道性能;发射药成分对燃烧轻气炮内弹道性能有显著影响.

为进一步研究旋转爆震发动机的性能,采用9组分19步基元反应模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应,对以2H2+O2+7N2为反应混合物的旋转爆震发动机进行二维模拟,研究入口总压p0和外界反压pb对发动机性能的影响.研究表明,爆震波压力、温度、高度以及出口平面参数(压力、温度、速度)主要受入口总压条件的影响;发动机比冲与压力比(外界反压与入口总压的比值)成反比.

建立了铝粉空气管内爆轰的二维两相模型.根据守恒元求解元的思想,构造了铝粉燃烧转爆轰过程的数值计算格式.采用此格式研究了铝粉尘爆轰管内流场,分析了爆轰管内径向与轴向的压力效应、温度以及颗粒相粒径和气相组份的变化.讨论了铝粉/空气燃烧波在爆轰管内碰撞、反射对转爆轰过程的影响.结果表明,爆轰管内火焰阵面和压力阵面能很好地耦合,爆轰管内铝粉和空气能够形成自持传播的爆轰波.本文的数值计算结果对铝粉尘爆轰研究具有理论指导意义.

为了检测火炮内膛疵病,开发了基于半球全景成像技术的火炮内膛窥测装置,采集内膛全景图像;根据全景环形透镜的成像特点,基于抛物面透视投影原理,建立含有畸变参量的全景环形图像展开模型;应用遗传算法求取标定试验图像的最佳畸变参量,将其结果实用于火炮内膛图像的展开;采用自适应插值法对其像素值插值,恢复环形图像的像素值.实践表明,该窥测装置具有良好的分辨率,展开图像清晰、逼真,便于后继分析处理,具有很高的实用性.

为了获得液氮冷屏蔽罩对弹道导弹中段弹头红外辐射特性的抑制效果,研究了液氮冷屏蔽罩内的流动与换热机理,综合考虑各种影响弹头与冷屏蔽罩温度分布和红外辐射特征的因素,建立了用于中段弹头的冷屏蔽罩温度与红外辐射模型,得到了冷屏蔽罩外表面与内部流体的温度分布以及红外辐射亮度,分析了冷屏蔽罩的红外辐射抑制效果.计算结果表明,冷屏蔽罩可有效降低弹道导弹中段弹头的红外辐射特征.