为提高寻的制导武器的制导精度,考虑目标机动和导弹过载动态特性,应用非光滑控制技术,研究制导律设计与实现问题。在制导律设计中,应用非光滑控制方法设计导弹加速度对导引指令的跟踪控制律;在制导律实现中,应用高增益观测器和非光滑微分算法设计制导信息的估计算法。利用非光滑设计方法设计的制导律及其实现算法,保证了导弹加速度跟踪误差和制导信息估计误差的有限时间收敛。针对所设计的高精度制导律及其实现算法,进行了仿真验证。仿真结果表明,所设计的方法是有效的。

针对导弹机动飞行中的导引头视场受限问题,从导引头目标视角的动力学方程出发,通过在比例导引律基础上附加反馈项并利用余弦函数的非线性特性,设计了一种带有攻击时间控制及导引头视场限制的反舰导弹末制导律。采用Lyapunov稳定性理论,分析了闭环导引系统的稳定性。相比于切换逻辑的方法,这种直接设计导引律的方法避免了制导指令在不同导引律切换时的瞬间跳变。实际目标的机动使得攻击时间的控制精度变差,甚至导致导弹脱靶。对此,按照期望的攻击时间实时解算导弹与目标的预测遭遇点,并以遭遇点信息制导导弹,从而解决了目标机动情况下的多约束制导问题。仿真结果表明,本文方法是有效的。

针对卫星制导炮弹体积小、弹载计算机计算能力有限的特点,提出并建立了一种简易的计及重力补偿的最优制导律,给出了卫星制导炮弹制导信息获取的数学方法,对比例制导律、弹着角约束最优制导律、计及重力的比例制导律和计及重力弹着角约束最优制导律,进行了六自由度弹道对比仿真分析。仿真结果表明,本文提出的计及重力补偿的制导律具有结构简单、需用法向过载小且突变量较低等特点,易于在弹道调控能力不足的制导炮弹上实现。

:针对采用变流量固体火箭冲压发动机的空空导弹速度可调的特点,提出了一种非线性鲁棒末制导律。将弹目相对速度与视线角速度一起作为被控状态,基于准平行接近原理,通过选择合适的李雅普诺夫函数,在保证了制导系统大范围渐近稳定的同时,结合非线性H ∞ 鲁棒控制理论,推导出了鲁棒末制导律的表达式。数字仿真结果表明,该制导律不仅对目标的大范围机动具有较强的鲁棒性,命中精度较高,并且与传统末制导律相比,能够明显缩短导弹拦截时间,具有较大优势。

针对传统跟踪算法不能对临近空间高超声速飞行器进行有效跟踪的问题,提出了一种基于有向图的变结构多模型(DG-VSMM)跟踪算法。通过分析传统变结构多模型算法(VSMM)模型集合不能快速跳转的问题,选择加速度和角速度作为模型参数,建立模型有向图,根据目标机动情况选择参与计算的模型子集,并依据子模型后验概率大小对模型子集进行实时局部调整,实现变结构多模型跟踪。Monte-Carlo仿真结果表明,该方法能够实现模型子集之间的快速跳转,且跟踪精度、稳定性和计算量等都得到了改善,可应用于临近空间高超声速飞行器的跟踪。

高超声速飞行器X 38在再入过程中存在快时变、强非线性耦合、不确定性、多干扰等特性。针对此问题,提出了一种鲁棒反馈线性化技术,对不确定再入动力学系统进行非线性解耦,建立了范数有界的不确定线性系统。对解耦后的不确定系统模型设计动态高增益观测器重构系统的不可观测状态,有效处理系统中的非线性项和不确定性;设计非光滑反馈控制器,实现系统输出的设定精度跟踪,避免通过复杂的计算估计不确定边界来设计鲁棒控制器。仿真结果表明,鲁棒反馈线性化和非光滑控制有效保证了闭环系统的稳定性,抑制了再入不确定性对控制精度的影响。

助推滑翔飞行器助推段轨迹快速和全自主的规划和参数生成具有重要的工程意义。针对此问题,给出了一种可实用的、鲁棒性强的助推段最优轨迹快速生成方法。利用间接法,结合无过程约束下助推段最优轨迹的半解析表达式,构造了一种双重迭代算法,采用密度同伦的方法逐渐引入大气的影响,获得无过程约束下助推段最优轨迹,而后将该值作为初值,再采用直接法进行求解,最终获得有过程约束下助推段最优轨迹。对该方法进行了仿真验证,仿真结果表明,给出的方法合理可行,能在3min内获得一条满足约束的助推段最优轨迹。

为方便应用两相内弹道流动模型对火箭发动机进行性能预示以及提高性能预示精度,利用火箭喷管内的两相流动性能计算公式,建立了零维两相内弹道模型,包括零维两相内弹道微分方程和平衡压强公式,给出了模型中涉及到的两相特性参数的计算方法。相比于一维两相内弹道模型,该零维内弹道模型简单且满足必要的精度,适于工程应用的快速估算。利用该模型对某远程火箭发动机进行了内弹道计算与分析,计算结果与实验数据吻合良好,表明该两相内弹道模型可以有效地降低纯气相模型引起的理论与实际之间的模型偏差,有利于快速计算固体推进剂火箭发动机的两相内弹道参数以及提高预示精度。

为了研究控制整装式液体发射药火炮内弹道稳定性的方法,设计了不同结构的多级圆柱渐扩型观察室,采用数字高速录像系统,观察并讨论了双股燃气射流在液体药模拟工质中的扩展过程,对比了不同的渐扩结构、喷射压力、喷孔中心间距、喷嘴直径等参数对双股燃气射流在液体工质中扩展特性的影响。实验结果表明,多级渐扩型结构能够有效控制气液的湍流掺混特性,且喷射压力较大时,双股燃气射流沿轴向扩展较为迅速,气液的湍流掺混也较剧烈;而喷孔间距较大时,双股燃气射流的轴向扩展速度相对较小,射流沿着径向扩展较为明显,双股燃气射流最终发生汇聚的时间也较晚。

为构建一种快速的同心筒水下发射内弹道算法,采用热力学第一定律,结合导弹动力装置特性及水下环境需求,建立了同心筒水下发射内弹道计算模型,用CFD结果辨识并校验模型经验参数。应用校验的模型研究了发射装置设计参数对内弹道参数的影响规律。结果表明:筒口、筒底限流尺寸均可用于调速,筒底限流尺寸可用于调节过载,内、外筒初始容积增大可增大调速范围。仿真方法和结果可供工程设计人员参考。

目前末制导炮弹捕获能力多关注于在空间某一点瞬时静态捕获域研究,不能解决炮弹所能捕获目标的所有捕获区域大小的问题.针对此情况,提出了全弹道捕获域的概念。通过对某型末制导炮弹捕获目标机理的分析,基于弹道学理论,分析了全弹道捕获域组成,并给出了全弹道捕获域方法。仿真了弹道倾角变化对于捕获域相关参数,如边界、纵向长度、横向宽度、捕获面积等的影响。结果表明,全弹道捕获域对于弹道倾角变化是敏感的。

针对末端近距防御的特殊需求,研究了低成本主动防护系统拦截导弹设计方法。分析了拦截导弹的总体设计方案,利用工程算法和CFD平台设计优化了拦截导弹的气动外形,研究了侧向喷流干扰并提出了抑制措施,提出了拦截导弹控制资源分配方案并设计了非线性控制策略。建立了六自由度拦截对抗模型,利用蒙特卡洛方法分析了设计方法的有效性和鲁棒性。研究结果表明,在简易制导条件下,采用轨控脉冲发动机非线性操纵方式可满足拦截导弹的总体需求。

针对曲射弹道环境下捷联姿态角计算误差问题,从理论上分析了大射角情况下捷联惯导系统中偏航角与滚动角出现较大计算误差的原因,阐述了误差产生的环节与机理,给出了抑制该误差的具体方法与措施,并通过对某捷联惯导系统在三维高精度转台上的姿态角性能测试实验,验证了姿态角计算误差存在的事实及误差抑制方法的有效性。研究结果表明,在俯仰角趋于±π/2时,偏航角和滚动角通常会出现十几(°)、甚至几十(°)的奇异误差,采用辅助测角修正方法或瞬间冻结一个姿态角的方法均可有效抑制该误差。

旋转弹磁测解算中牛顿迭代法收敛性和实时性与迭代初值相关,存在收敛缓慢甚至发散的现象。针对此问题,利用遗传算法快速搜索得到近似解,以此解为牛顿迭代法的迭代初值,以某高速旋转弹为算例进行磁测姿态解算,并对给定姿态角误差、初始地磁分量误差、磁测数据误差3个方面进行了仿真分析。结果表明,基于遗传-牛顿迭代的磁测解算方法可有效提高磁测姿态算法的收敛性及快速性,在给定姿态角误差小于5°、磁测数据误差小于500 nT或初始地磁分量误差小于1 000 nT时,姿态角误差均小于3°,算法具有较高的精度。

为推导更适宜于轨迹规划的动力学方程以提高轨迹规划效率,定义了目标平面坐标系,并给出了该坐标系与地心固连坐标系的转换关系,进而推导了目标平面坐标系下考虑地球旋转的三自由度无动力滑翔动力学方程。在此基础上,以归一化能量为独立变量推导了无动力滑翔能态方程。该能态方程将变积分区间问题转化为定区间积分问题,且状态参数量级趋同,有效提高了动力学方程的求解效率; 动力学方程的状态变量经度和纬度分别表征了纵程和横程,有效提高了轨迹规划的便利性。该能态方程可应用于高超声速滑翔飞行器的轨迹规划和优化中。

为实现某型远程火箭炮炸点的自动、准确定位,设计了基于短基线声测定位技术的某型远程火箭炮炸点声测定位系统; 建立了立体六元探测基阵及其定位模型; 从频率、声压、影响因素及定位精度等方面,分析了该系统定位某型火箭弹配备主要弹种——破甲杀伤子母弹的炸点的可行性。结果表明,该系统符合某型远程火箭炮的性能特点及作战需求,能够对远程火箭弹的炸点进行精确定位,为研制适应远程火箭炮作战需求的新型声测侦察保障装备提供了参考。

为提高反辐射导弹近炸引信的抗干扰能力,提出了一种利用被动雷达导引头测角信息实现弹道封锁的方法。分析了末段弹道上导引头测角信息与弹目距离的统计关系; 根据导弹能否直接命中目标雷达天线,确定了解除弹道封锁的判据; 在假设导引头测角误差服从均匀分布的前提下,以近炸引信“不错过最晚开机位置”和“不过早开机”为原则,分别讨论了近炸引信开机时弹目距离概率分布函数的上下界。以典型的弹目参数进行了仿真计算,结果表明,该方法可以保证近炸引信在弹道末段适时开机,有效提高近炸引信在弹道上的抗干扰能力。

为研究退役单基药的临界起爆特性,采用显式动力学有限元程序——AUTODYN软件对退役单基药在冲击波作用下的临界起爆特性进行数值模拟。结合隔板实验和临界起爆压力实验验证了数值模拟的可靠性。数值模拟中,通过改变隔板材料、试件壳体厚度及起爆方式3种途径研究其临界隔板值及临界起爆压力,利用理论计算得到其临界能量通量。结果表明,随着隔板材料冲击阻抗的增大,试样临界隔板值逐渐减小; 随着试件壳体厚度的增加,试样的临界隔板值逐渐增大、临界起爆压力逐渐减小,但当壳体厚度增至5 mm后,两者不再变化; 3种起爆方式中,面起爆的临界隔板值和临界能量通量最大。

为了研究枪弹对骨骼间接作用的力学响应,以明胶和骨骼组成的复合靶标为对象,利用断层扫描CT图片,分别通过Mimics和Hypermesh软件建立骨骼有限元模型。通过非线性数值计算,模拟了9 mm手枪弹侵彻复合靶标的整个动态过程; 获得骨骼上某些典型位置处的应力响应曲线。数值仿真结果与真实实验吻合情况良好,验证了计算模型和计算方法的正确性。计算结果表明:骨骼所承受的应力是空腔膨胀和应力波共同作用的结果,但主要是应力波作用的结果; 当骨距弹道的距离大于2 cm时,9 mm手枪弹不会对骨骼造成间接骨折。数值仿真方法可为研究枪弹对骨骼作用提供科学依据。

为研究复合材料身管的疲劳裂纹扩展问题,基于线弹性破坏力学的扩展有限元法,采用非线性有限元软件ABAQUS,建立了含微缺陷复合材料身管的简化模型,对内压冲击载荷循环作用下的疲劳裂纹扩展进行了仿真计算。结果表明:随着循环数的增加,疲劳损伤能耗不断增大,材料性能不断退化; 同等载荷循环和边界条件作用下,不同位置的起始裂纹均沿着轴向和径向扩展,沿径向的扩展速度大于沿轴向的扩展速度,起始裂纹位于两端要比位于中间对复合材料层造成的破坏严重,后者的承载能力更强。

为研究电磁发射武器中脉冲功率源内部电抗器端面的薄金属板所受电磁力,建立了电抗器磁场及金属板上感应涡流的简化模型,分析了脉冲放电时的电抗器磁场、矢量磁位、金属板上感应涡流以及电抗器与金属板之间的电磁力,得出解析计算式,并绘出涡流密度分布图及电磁力曲线。分析结果表明,感应电流分布与金属板大小有关,板边缘受电磁力影响较大,容易发生变形; 受到激励电流和感应电流的共同影响,金属板所受电磁力在激励电流上升沿到达峰值,在感应电流为0时电磁力为0,之后衰减直至反向峰值。