为克服现有运载火箭在空间飞行器直接定点入轨控制方法上的缺陷,在继承美国土星-5火箭IMG和航天飞机LTG方法各自优点的基础上,提出了一种有效抑制初始偏差干扰和具有大偏航自适应控制能力的直接定点入轨控制方法,六自由度数值仿真算例验证表明:该方法和算法简单可靠,非线性迭代稳定性好,直接定点入轨精度可小于5 km,利用该方法可控制空间飞行器直接定点入轨。

为了保证再入飞行器以期望倾角和速度准确投放载荷,利用终端倾角约束下的滑模变结构控制进行实时弹道预测,通过速度修正指令实现飞行器的机动减速,以达到期望的投弹倾角和速度。分别计算了目标点位于13 km和3 km高度时的飞行轨迹及飞行参数。对仿真结果的对比分析表明:采用倾角约束导引律时,飞行器终端倾角满足期望的-30°,但是其终端速度分别为1 550 m/s和1 450 m/s,远高于期望的1 200 m/s; 采用倾角-速度多约束导引律时,终端倾角和速度均达到了期望水平,而且攻角、倾斜角以及各向过载均满足限制条件; 多约束预测-修正导引律更有利于再入飞行器准确投放载荷。

为研究多约束条件下的高超声速导弹再入轨迹优化问题,提出了分段优化策略的再入轨迹优化方法,多阶段求解最优轨迹。建立了导弹的动力学模型、气动力模型和大气密度的计算模型,在考虑导弹的过载、动压、驻点热流和角度变化率等多种约束条件下,以导弹再入末速度最大和驻点热流最小为目标函数,基于hp自适应伪谱法和高斯伪谱法进行了弹道数值仿真。仿真结果表明,分段优化策略有效减少了计算时间,降低了计算复杂度。

针对高超再入飞行器的轨迹快速优化问题,提出了一种改进的hp自适应网格细化轨迹快速优化算法。采用hp-LGR伪谱法将多区间连续时间最优控制问题转化为非线性规划问题; 以离散的微分-代数约束在采样点上的残差作为解的精度估计准则; 在需要提高求解精度的区间,将轨迹曲率作为选择h法或者p法提高求解精度的判据,通过迭代调整子区间的个数、区间内插值多项式的维数达到求解精度要求。仿真结果表明,本文算法能够以较少的计算代价得到较高精度的解,更适合求解多约束条件下轨迹优化问题。

为使导弹的启控点散布满足制导系统开始导引的要求,引入稳健优化的概念和方法分析干扰因素对启控点散布的影响以确定启控距离或时间以及相关总体参数的最佳取值。该方法选用合适的试验设计方法对导弹扰动运动系统建立以启控点参数为输出响应的高斯型径向基网络,在此基础上给出不确定性分析的解析表达式,以反坦克导弹为例,建立了启控点选择的稳健优化模型,采用小生境Pareto遗传算法获得模型的Pareto最优解集。算例仿真验证表明,该方法行之有效,可为弹道设计者提供更多的参考和选择。

为了分析脉冲末修弹的气动特性,建立了末修弹横向喷流工作前后的非定常数值计算模型,计算了脉冲横流在不同作用位置时末修弹的阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数,揭示了脉冲横流对末修弹气动特性影响随其作用位置和弹体马赫数的变化规律。结果表明:脉冲横流对弹体阻力的影响不大,对升力和俯仰力矩影响明显。末修弹产生的附加升力系数随脉冲发动机喷口位置后移而增大,且当马赫数在0.6～1.1范围时,该系数随着马赫数增加而影响减小; 气动焦点位置随着喷口位置后移亦向后移动,且随着马赫数增加而移动速度减慢。

为了从理论上寻求合理、有效的脉冲修正弹参数设计方法,提出对脉冲修正弹参数进行优化设计。选取脉冲发动机个数、单脉冲冲量大小、脉冲发动机轴向偏心距及尾翼导转角为优化设计变量,以脉冲发动机总冲最小为目标函数,并以某些脉冲参数、弹道参数等为约束条件,建立了脉冲修正弹参数优化模型。针对该模型的特点,在标准粒子群算法SPSO2011的基础上,提出了基于自适应罚函数且适于处理整数离散变量的改进粒子群算法。算例结果表明,该算法用于脉冲修正弹参数优化设计,可快速、可靠地获取最优解。

为获得最优滑翔方案弹道,基于制导炮弹质点弹道模型、飞行状态约束条件与最大射程目标函数,建立了增程弹道优化模型。针对传统的均匀参数化方法难以精确逼近最优弹道的问题,将控制时域非均匀离散化,各时间段长度作为优化参数。采用变尺度的非均匀参数化方法和序列二次规划方法相结合,对滑翔方案弹道进行优化。仿真结果显示:相比传统方法,该方法设计的方案弹道的射程更远、终端速度更大,具有更强的弹道性能优势。

为了研究反跑道弹药与区域封锁型弹药对机场跑道联合封锁的效能评估方法,提出了基于判断跑道破坏的“最小起降带失去准则”、阻止修复跑道的“最小起降带弹坑修复时间准则”,以及跑道修复后的“区域封锁型子弹对起降飞机的再次威慑杀伤准则”等3种准则联合判断封锁效能的方法,通过建立反跑道弹药与区域封锁型弹药的落点模型、判断反跑道子弹封锁概率的最小起降带计算方法,以及区域封锁型弹药对起降飞机封锁概率计算方法,得到了2种弹药联合封锁作用时的封锁效能评估模型,计算了单发母弹、不同反跑道子弹和区域封锁型子弹装配比例时对长600 m,宽45 m跑道带的封锁概率,结果表明,该模型为封锁型弹药封锁方案设计和其他高价值目标的联合封锁效能评估提供了实用的分析方法。

为研究高超音速导弹爆炸破片的飞散特性,基于导弹的破片静爆实验数据,在三维球坐标系下推导出导弹破片的动态和静态飞散密度的比函数表达式,建立了破片的三维动态数量分布模型。以半经验公式求得破片数量分布的特解,结合破片分布的Mott通解表达式,求得破片质量分布模型。对于不同类型的爆炸破片,分别以飞行距离和飞行时间描述其运动方程,通过将破片运动的非线性微分方程转换为Bernoulli方程和Riccati方程的形式,建立了破片动态飞散速度的解析解模型。在此基础上,建立了高超音速导弹爆炸破片的杀伤场模型,为近程武器系统的作战应用提供了重要的技术参考。

为了得到适用于带隔板中空装药的爆炸成型弹丸战斗部的药型罩结构,通过数值计算对带隔板中空装药的EFP战斗部成型过程进行模拟,分析了EFP成型过程中药型罩表面微元的轴向速度和径向速度随距罩中心距离的变化曲线,得到了大锥角罩和球缺罩结构情况下EFP的成型规律。分析带隔板中空装药的EFP战斗部采用这2种药型罩结构形成EFP的特点,大锥角罩形成的EFP有良好的尾裙结构但头部形状不佳,球缺罩形成的EFP有良好的头部形状但尾裙结构不佳。弧锥结合罩综合这2种形状药型罩的优点,可以形成具有良好头部形状和尾裙结构的EFP。优化设计了一种弧锥结合罩结构并进行了试验验证,试验结果与数值模拟结果吻合较好。

为了更合理地描述陶瓷材料的拉伸型损伤,以材料存在初始缺陷的事实为基础,将含有众多不规则的微裂纹(或孔洞)的实际损伤体近似为一种“等效微孔洞体系”,提出了一种陶瓷材料的有核长大拉伸型损伤演化方程; 通过数值计算模拟陶瓷在平板撞击层裂实验时的自由面速度-时程曲线,优选得出了其拉伸损伤参数。差分计算结果与实验结果吻合较好,且优于商业软件Ls-dyna证实了该文提出的陶瓷材料拉伸型损伤演化方程是合理的和实用的。

为了研究典型小口径枪弹侵彻明胶时所产生压力波的传播特性,实验采用4 ℃,10%浓度配比,尺寸为30 cm×30 cm×30 cm的明胶靶标。利用高速摄影和压力测试系统同步测试,获得了某5.56 mm步枪弹在100 m射距下侵彻明胶块的高速摄影图像和压力波曲线,揭示了小口径枪弹侵彻明胶过程中所产生的压力变化特性,结果表明,弹丸在高速侵彻明胶过程中失稳、能量瞬间转换产生了对人体致伤起重要作用的峰值压力和瞬时空腔,其后伴随着空腔的膨胀和收缩产生了脉动压力峰值。

为了描述杀伤元直径与受损目标的最大瞬时空腔直径之间的关系,采用量纲分析方法建立了钢球侵彻明胶的相似模型,分析了钢球侵彻明胶造成的瞬时空腔的最大直径的相似律,得到了一套基于相似理论的缩比实验方法及瞬时空腔最大直径的预测公式。采用不同直径的钢球对明胶靶标进行了侵彻创伤实验,结果表明,在特定情况下,该文提出的缩比实验方法及瞬时空腔最大直径的预测公式具有高的预测精度。

为了研究整装式弹药超高射频串联发射武器内弹道性能,建立了整装式弹药超高射频武器的经典内弹道模型,给出了发射过程中的能量平衡方程、药室状态方程和辅助方程,编制程序分别模拟了3发弹丸单独发射、低频发射和高频发射时的情况。结果显示:第2发及后续弹丸的内弹道性能受前面药室的影响较大,且越靠后发射的弹丸受到的影响越大; 高频发射时,相邻弹丸之间的影响较大,严重影响武器安全性; 装填条件相同的各发弹丸,其初速一致性较差,需对装填条件进行调整,使初速一致。

为了研究弹性发射水舱对鱼雷发射内弹道的影响,建立了等效弹性发射水舱数学模型,结合发射系统数学模型进行了仿真计算并计算了弹性水舱的等效刚度,对弹性发射水舱对发射过程中鱼雷内弹道的影响进行了定量分析。计算结果表明:弹性水舱对发射过程产生的脉冲水压可起到缓冲的作用,可在一定范围内降低发射水舱及发射管内海水压力; 同时也降低了鱼雷的出管速度,影响鱼雷离艇安全及鱼雷初始弹道; 所建立的弹性发射水舱模型可为该型鱼雷发射装置的新型发射水舱的设计论证及低噪声发射技术的研究提供参考。

为研究环境湿度对可燃药筒燃烧性能的影响,采用称重法得到了某抽滤模压型可燃药筒的吸湿特性; 对不同环境湿度下吸湿饱和的可燃药筒进行了密闭爆发器实验,分析并讨论了环境湿度对可燃药筒的定容燃烧特性的影响规律。结果表明:该种可燃药筒具有较强吸湿能力,且随环境相对湿度增加,药筒平衡吸湿量增加,燃烧结束时间增长,最大压力以及火药力均降低,余容显著升高; 环境湿度是可燃药筒燃烧性能的重要影响因素之一,保证一定的储存环境湿度有利于提高可燃药筒的内弹道稳定性。

为研究铝镁贫氧推进剂的点火特性,采用激光点火系统对推进剂在不同激光热流密度下进行了多组点火实验,结果表明:铝镁贫氧推进剂点火机理为凝聚相点火,激光热流密度在点火过程中起主导作用; 在激光热流密度为176～646 W/cm²的范围内,铝镁贫氧推进剂的点火延迟时间随着热流密度的增加而递减,且点火延迟时间变化趋缓。依据实验结果拟合出了不同热流密度下计算铝镁贫氧推进剂点火延迟时间的经验公式,该公式可计算激光热流密度在176～646 W/cm²范围内铝镁贫氧推进剂的点火延迟时间。

为准确预示固体燃料冲压发动机的燃速,建立了固体燃料冲压发动机燃速预示模型,编写了预示程序。对以PE、PMAA为燃料的固体燃料冲压发动机进行了34次计算,计算结果表明:在所涉及的工况范围内,燃速随来流空气总温、质量流率以及药柱通道直径、入口直径的变化规律与已有实验结论相同; 计算误差的最大值为14.4%,平均值为5.87%; 该模型能够准确预示固体燃料冲压发动机中燃速; 工作过程中,装药内腔体积随时间呈线性变化; 给定的工况下,燃速正比于装药长度的-0.21次方。

为了研究火炮射击精度的影响因素,制订身管设计和制造的技术条件,根据实测的身管直线度误差和炮口角偏差,以计算机数值仿真技术为手段,分析了身管直线度误差导致的弹丸初速跳角散布大小及其对火炮最大射程地面密集度的影响。研究结果表明:弹丸初速跳角散布在-2～2 mrad范围内,这导致最大射程地面密集度由1/500降低为1/491; 火炮初速跳角散布不是影响火炮最大射程地面密集度的主要原因。

为了深入研究拉瓦尔喷管减后坐结构,提出了一种新的拉瓦尔喷管减后坐结构——双孔式拉瓦尔喷管减后坐结构,利用一维两相流理论建立其发射过程动力学模型,以某航炮为研究对象进行数值仿真计算,分析了2个导气孔之间的距离对弹丸速度和减后坐效率的影响,并将其与单孔喷管前置式减后坐技术进行对比分析。计算结果表明,较之单孔喷管前置式减后坐结构,该方案在弹丸初速下降较小的情况下,最佳减后坐效率高达32.85%。

为快捷、简便地分析运动射弹的超空泡形态,利用Logvinovich原理、Riabouchinsky空泡闭合模型和射弹动力学方程,推导了射弹运动过程中空泡形态解析解和空泡参数的计算公式,得到了自然超空泡扩展的一些规律。计算结果与经验公式比较,吻合较好。算例分析表明:首尾压差对射弹速度影响较小,当射弹速度不小于100 m/s,射弹在水中的深度不大于100 m时,压差的影响可以忽略; 完整空泡扩展时间非常短,且随着射弹运动时间增大而减小,逐渐趋于平缓; 空泡数0.06、射弹速度60 m/s左右时,超空泡开始蜕化为局部空泡。

为研究小口径固体电枢电磁轨道发射过程中固体电枢初速的精度和稳定性,采用数据光滑处理和背景值积分构造相结合的方法对经典非等间隔GM(1,1)模型进行了改进,在对实验数据拟合和预测的基础上实现了固体电枢初速的初步预测分析。分析结果表明,在其它参数不变的条件下,对电枢直径的合理调整可以有效地提高固体电枢初速的一致性,在一定程序上有助于提高电磁轨道发射的稳定性。