以可重复使用助推飞行器为对象,对再入段控制系统设计问题开展研究,就调度变量的选取提出了一种量化指标。利用极点配置与非线性直接优化组合整定法,设计单个控制器。基于调度策略以及参数迭代优化原理,证明了线性相关系数与控制能力之间的关系,并以线性相关系数为量化指标,设计增益调度系统,联合多个控制器来控制RBV再入过程。系统联合仿真结果表明,该方法可以有效提升调度系统的控制效果。

针对防空导弹弹道跟踪问题,基于反馈线性化理论设计了一种弹道跟踪制导律。使用反馈线性化方法对导弹质点运动模型精确线性化; 利用该线性化模型和线性二次型最优调节器(LQR)理论设计跟踪制导律,并给出制导系统工作流程; 在存在初始误差和随机风干扰的条件下,将所设计的跟踪制导律应用于导弹质点运动仿真,并与基于小扰动模型设计的LQR跟踪制导律进行比较。结果表明,基于反馈线性化所设计的制导律性能更好。

针对滑模变结构制导律难以避免的抖动问题,提出了用模糊神经网络控制去抖动的方法。介绍了滑模变结构控制一般的消除抖动的方法,引出一般的滑模变结构制导律,然后介绍模糊神经网络控制理论,设计出基于模糊神经网络、具有更好去抖动能力的滑模变结构制导律。Matlab弹道仿真表明,与一般的滑模变结构制导律相比,该制导律不仅去抖动效果很好,而且脱靶量非常小,制导精度高,对机动目标的拦截具有非常好的效果。

针对体系化外弹道试验测控模式和海量原始数据深入挖掘需求,提出一种基于Hermite函数来约束外弹道参数的多源异类测元数据融合方法,简称EMBET融合方法。对多源异类测元数据分别采用常规融合方法和Hermite融合方法进行仿真计算分析。结果表明:Hermite融合方法在多体制测控模式下外弹道数据融合领域具有更高的定位精度、更敏感的系统误差探查能力和实用性更强的特点。

为提高脉冲推冲器的弹道修正效能,通过理论分析的方法分析了脉冲推冲器在不同弹道段的内弹道修正能力分布情况。数值仿真和分析结果表明,在弹道上升段脉冲推冲器的横向修正能力大于纵向,而在弹道的下降段横向和纵向修正能力相当。提出了上升段只进行横向修正和下降段进行综合修正的修正策略,并优化了脉冲推冲器点火相位。采用122 mm火箭弹对优化后的脉冲点火控制方法进行了数值仿真。结果表明:该控制方法能有效提高脉冲推冲器的修正效果。

为有效提高导弹的突防能力和禁避飞区规避能力,实现小射程能量的有效利用,提出一种变射面横向机动弹道,通过初始离面角使弹道一级偏离传统射面,后面级再变换射面以命中目标。针对该机动弹道变换射面的横向转弯段,建立了横向转弯飞行程序仿真模型,为确定最优初始离面角和转弯飞行程序模型参数,采用混合优化算法对其进行了优化。仿真结果表明,模型能够满足弹道横向机动变换射面转弯要求,优化算法能够实时、快速求得最优初始离面角和最优飞行程序,满足射前诸元准备时间要求,实际应用性强。

固定鸭舵式二维弹道修正弹修正组件相对弹体具有不同的滚转角速度,传统6D弹道模型不能有效描述弹丸的运动特性和规律。针对该问题,在修正组件和弹体无气动耦合的假设下,研究了修正组件、弹体的运动与弹丸运动的关系,分析了弹丸飞行过程中两刚体间的相互作用,综合两刚体的运动学和动力学方程建立了7D弹道模型。针对某型尾翼稳定弹建立了仿真模型,并对不同面积、不同舵偏角、不同修正组件质量3种状态进行了仿真分析。仿真结果表明,该模型可有效描述弹丸在飞行过程中的运动状态,且能够反映弹丸的弹道特性和运动规律。该模型可用于该型弹丸的弹道解算,并为该类弹丸的研究提供依据。

为了准确地得到压电舵翼的动力学特性和动力学参数,根据压电舵翼的工作原理,分析舵翼工作时各部件的运动特性; 以振动动力学理论为基础,建立了舵翼系统的动力学模型。通过测量压电舵翼系统在阶跃信号激励下的动力学响应,验证了动力学模型的正确性。结合动力学模型和舵翼系统的动力学响应曲线,得到了压电舵翼有阻尼自振周期23 ms,阻尼比0.571 5,是一个二阶欠阻尼系统,这为舵翼系统的结构优化以及控制奠定了基础。

为了解决复杂地形条件下弹丸飞行时间测试问题,分析了采用有线传输方式测量弹丸飞行时间的基本原理和存在的问题,提出了一种以卫星授时为基础的弹丸飞行时间测试方法,介绍了测试系统组成、工作原理、主要功能模块的功能和设计要点。经实际验证,该方法正确、可靠,实用性强,工作效率高,从根本上克服了使用有线传输信号方式测试弹丸飞行时间存在的弊端。

为了确定弹道修正火箭弹的设计指标——圆概率误差(CEP),基于射击毁伤理论,运用像素点法给出不同CEP的毁伤效果图,直观清晰地展示了CEP对毁伤效能的影响。通过矩阵法建立毁伤比计算模型,基于效费分析建立效费比计算模型,得出了某给定条件下不同目标幅员且不同CEP下的毁伤比和效费比。结果表明:该型弹道修正火箭弹的最佳CEP为55 m左右,为弹道修正火箭弹的CEP设计提供了理论支持,为其它武器的最佳CEP求解提供了参考。

为了减少弹道修正误差,提升火炮武器系统的火力打击能力和作战效能,论述了我国现行炮兵标准气象条件的局限性,根据我国实际气象条件、地理环境及弹道高度的需要,提出了修订我国炮兵标准气象条件的方法。以近些年青藏高原156个地面站的气象记录、26个高空站的L波段雷达数据为样本,应用该方法的区域及站点选择、多元大气、温度解析函数拐点选择等模型,较为准确地获得了我国青藏高原气象要素的变化规律。与现有的研究成果进行对比,结果表明:所研究的方法合理、准确,对我国炮兵标准气象条件修订具有参考价值。

为评定反蛙人火箭炮作战效能,根据反蛙人火箭炮武器系统的特点,通过分析反蛙人杀伤弹的毁伤机理,提出对目标提前点射击和对目标当前点射击的方式,将蛙人目标等效为长方体和圆柱体,建立了不同射击方式下的杀伤目标概率模型,为评定反蛙人火箭炮射击效率提供了方法。通过想定模拟,利用蒙特卡洛法实现了各射击方式下反蛙人火箭炮毁伤概率的仿真计算。结果表明:目标深度、引信延时、反应时间等因素影响射击效果,仿真结果对于如何运用反蛙人火箭炮有一定参考意义。

为得到脉冲控制激光半主动末段修正弹落点精度更高的修正力作用方向,提出在传统点火相位计算基础上加入落点预测补偿,并通过建立激光探测器目标方位模型,结合脉冲力的纵向和横向修正能力的分析,推导出改进后的点火相位。采用六自由度弹道仿真进行验证,结果表明,采用文中点火相位进行弹道修正后,落点偏差明显减小,平均脱靶量从56.3 m减小到13.1 m,圆概率误差从48.1 m减小到12.4 m,证明了该方法的有效性,为末段修正弹控制策略的设计提供了理论依据。

为提升固体运载器射程能力并改善复杂大气飞行段的姿态控制、载荷条件,以射程最大为目标,利用离散化方法建立了内弹道优化设计模型。通过等比调节与值域调控的迭代处理方法,将有约束优化模型转化为无约束优化模型。以自适应差分进化法开展优化仿真。仿真结果表明,固体运载器内弹道推力曲线采用“前高后低”的形式将有利于提高射程,并对改善大气飞行段飞行环境具有积极意义。研究成果可为固体运载体总体方案论证提供借鉴。

燃气发生器喷出的燃气射流与发射筒内空气发生二次燃烧现象对导弹发射装置产生强烈的热冲击和烧蚀。为了研究含运动边界的发射筒内二次燃烧现象,采用三阶精度MUSCL格式求解9组分10步H₂/CO基元化学反应动力学模型,使用域动分层网格更新方法模拟导弹运动。在与燃气自由射流冲击平台效应实验数据对比验证的基础上,分析了发射筒内二次燃烧现象对发射筒内流场和内弹道的影响以及筒内燃气-空气二次燃烧产生的原因。数值结果表明:二次燃烧不仅影响温度场分布,而且影响导弹的内弹道特性; 发射筒内二次燃烧现象是由于燃气发生器喷出的可燃成分与发射筒内O₂发生了强烈的化学反应导致的。研究结果对燃气弹射导弹内弹道设计提供了一定的理论基础。

为了研究对撞式喷嘴在燃烧室内的喷雾特性,采用三维相位多普勒粒子动态分析仪(PDA),测量了模拟燃烧室内对撞式喷嘴喷雾场参数的空间分布,分析了不同喷雾压力下雾化液滴的平均直径、轴向速度和径向速度的变化规律。结果表明:喷雾压力越大,液滴平均直径D₃₀越小,正态分布特征越明显; 随着喷雾向下游发展,液滴轴向速度分布向小速度偏移,喷雾压力越大,距离喷嘴较远的截面上,轴向速度损失越小; 距离喷嘴越远,雾化液滴径向速度的数目分布越趋向某一狭窄速度段,且喷雾压力越大,这种分布特征越明显。

采用改进的二阶AUSM格式方法对复杂燃气超声速射流进行了数值模拟。将改进的AUSM格式发展到守恒型的轴对称Euler方程组,对不同来流条件的燃气伴随射流进行数值计算。数值实验结果表明:该改进的方法能清晰捕捉复杂波系结构中的入射激波、λ激波、反射激波、接触间断等现象; 流场特征与试验纹影图吻合很好,数值结果优于二阶TVD格式计算值; 该改进的方法有很高分辨率,能较好抑制伪振荡和红宝石现象; 为超声速射流的数值研究提供了一种新方法。

包履层是固体火箭发动机装药的重要组成部分,其力学行为影响着装药结构的完整性。为研究丁羟橡胶包覆层的拉伸力学性能,采用单轴拉伸实验方法拟合获取了Neo-Hookean、Yeoh、Mooney-Rivlin及Ogden超弹性本构模型的本构参数,对比分析了各模型对丁羟橡胶包覆层的适用性和精度。结果表明:丁羟橡胶包覆层具有显著的超弹特性,Neo-Hookean模型难以预示有限变形下丁羟包覆层的非线性特性,Yeoh模型可反映较大应变时的力学行为,而Mooney-Rivlin和Ogden模型可准确描述丁羟包覆层的力学特性,可应用于药柱/包覆层结构完整性的分析。

电磁轨道发射系统运行时,受到了极其复杂的载荷作用,包括电磁力、电枢及弹丸的摩擦与切削热和高温梯度等产生的应力等,这些力随着电枢发射等量地作用于发射系统基座上。针对大能量电磁轨道发射试验系统的后坐力现象,建立发射系统后坐力研究模型,运用ANSYS软件仿真计算了各部件的受力状况,得出发射系统后坐力构成及状态,在此基础上建立基于阻尼液孔缩效应耗能和摩擦耗能原理的驻退复进反后坐力计算模型。根据试验要求展开计算,得到设定条件下的电磁轨道发射试验系统反后坐力装置的结构及具体参数,并据此开展研制,实现了新型阻尼反后坐装置,并应用于大能量电磁轨道发射试验系统。

C型结构固体电枢结构参数直接影响到电磁轨道炮的发射,针对此问题,提出了一种基于数值分析的C型电枢机构优化方法,该方法采用正交试验设计样本数据,基于响应面法构造优化函数,采用遗传算法进行极小值优化,获得了最大电流密度值的极小值。数值模拟实验表明:该方法降低了电流密度峰值,降低了转捩发生的可能性,具有较高的准确性和可行性,能够为电枢结构改进提供有效途径。

针对榴弹破片对火炮身管的毁伤效应进行了理论与试验研究,通过静爆试验得到了破片对身管的毁伤模式和侵深,在此基础上,利用AUTODYN软件模拟了榴弹破片对火炮身管的毁伤过程,建立了身管的1/4有限元模型和4种破片的动态侵彻模型。仿真结果与试验测试结果一致,验证了模型的有效性。进一步分析了破片大小、形状、速度等对身管侵彻深度的影响规律,研究成果对榴弹破片毁伤火炮身管部件的效能评估具有重要的参考价值。