为了进一步提高高速旋转弹丸气动参数辨识技术的精度,为射表编制、弹箭飞行控制技术等提供更加可靠的基础数据,对参数的可辨识性问题进行了理论上的定量分析,利用遗传-最大似然方法,通过弹丸空中自由飞行的速度数据对零升阻力系数进行了辨识。通过仿真实验对算法的精确性和可靠性进行了充分的验证。用该算法对实际飞行数据进行了处理,得到了较为精确的弹丸零阻系数,并应用于工程实际问题,分析了仿真实验和实际实验的数据。结果表明,该算法具有较高的数据辨识精度并能有效地解决实际工程问题。

针对空地反辐射导弹抗雷达关机问题,基于虚拟域动态逆(IDVD)的方法设计了一种轨迹优化算法。基于动态逆的思想,通过虚拟弧长高次拟合导弹轨迹坐标,并将边界条件以及状态变量从时间域转换到虚拟域,在虚拟域中求出边界条件的导数。再根据直接法原理离散导弹轨迹,采用罚函数法处理性能指标,寻优得到最优轨迹。仿真结果表明,该方法能够快速计算生成反辐射导弹轨迹,达到了即使雷达关机,也能准确命中目标的目的。该方法通过虚拟化轨迹长度能够方便地求解边界条件的高阶导数,简化了计算过程,能够快速生成参考弹道,且对参数初值不敏感。

为了研究转速-攻角闭锁现象的机理和规律,利用滚转角诱导侧向力矩可引起转速-攻角闭锁这一条件,建立了可描述旋转对称弹箭转速-攻角闭锁的动力学模型,并以某弹箭为例进行了数值仿真。研究了初始转速、初始总攻角、初始总攻角方向角以及其他不同参数对转速-攻角闭锁稳态值的影响。仿真结果表明,在相同参数条件下,转速-攻角闭锁状态的稳态值由初始条件决定; 当在某参数条件下存在大小相等方向相反的2个稳态转速时,稳态转速会因初始条件的差异而稳定到不同方向,但稳态转速和初始转速方向相同的几率远大于两者相反的几率; 在各种参数的共同作用下,为使弹箭运动收敛到稳定的闭锁状态,必须对弹箭气动参数进行合理设计。

为了提高中段弹头跟踪收敛速度以及跟踪精度,提出了一种基于交互多模型(IMM)的扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)的跟踪算法。基于中段弹头加速度变化特点,建立了目标的中段系统动力学模型及量测模型,通过引入速度测量值,使用IMM-EKF算法对中段目标进行跟踪。仿真结果表明,通过交互多模的非线性滤波算法,可以使中段跟踪收敛速度大为加快,速度测量值的引入也使得跟踪精度有所提高,并在弹头中段与再入段衔接处有较好的跟踪性能; 验证了IMM-EKF跟踪中段弹头的有效性。

为了提高变后掠翼导弹的终端速度,对其末端弹道优化问题进行了研究。基于终端速度最大,采用后掠角和攻角双变量优化方案,建立了在动压、过载及边界条件等多约束条件下的弹道优化模型。鉴于全局伪谱法在解决复杂多约束条件下最优控制问题存在的局限性,采用将全局伪谱法与hp型有限元法融合的hp自适应伪谱法,将弹道优化问题转化为非线性规划问题,并将仿真结果与已有的粒子群算法的最优弹道对比,验证了模型和方法的正确性。结果表明,采用hp自适应伪谱法得到的最优弹道在保证了较高的命中精度的前提下,能够以更高的终端速度和更佳的弹体姿态攻击目标。

利用流体分析软件Fluent对水下火箭发动机启动过程流场进行了仿真。基于压力的求解器,采用了二维双精度解算器和轴对称理想水流场模型; 时间采用一阶隐式离散; 压力速度修正选用SIMPLE方法; 多相流采用VOF模型; 湍流模型采用K-epsilon模型,对处于50 m深水中的火箭发动机启动过程中喷管流场、尾流场进行了详细研究,分析了各参数的变化过程对喷管性能的影响。结果表明,对于给定的喷管,当喷管达到了超音速流动之后,马赫数都是确定的,当地的静压和总压成正比; 水下火箭发动机轴向压力总体的变化趋势是在振荡中逐渐减少的,最后降低到环境压力; 不同时刻轴线上温度的分布规律和速度基本相似。

为了研究滑翔导弹的航迹规划问题,利用优化理论,规划了多约束条件下导航点之间的航迹。基于导航点位置改进Gauss伪谱法(Gauss pseudospectral method,GPM),利用改进GPM离散控制变量和状态变量,将最优控制问题转化为非线性规划问题,利用改进序列二次规划算法求解。GPM求解分段航迹规划问题,需要迭代获取下段航迹的飞行时间,降低了算法效率。改进GPM能够有效弥补单纯以时间为自变量带来的诸多规划中的不足,具有更为宽泛的优化目标适应能力。算例结果表明,改进后的算法能够准确、高效地规划一条合理的航迹,满足飞行约束条件。

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略; 弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。

研究了混合BTT/STT控制技术在大升阻比滑翔制导炸弹上的应用。根据滑翔制导炸弹的动态特性和控制需求建立了BTT控制模型,设计了BTT控制结构。为解决BTT控制在小过载指令作用下可能会产生的滚转角指令抖动现象,提出了混合BTT/STT控制方法,即在小过载指令下适时引入STT控制。对比了六自由度弹道仿真与纯BTT控制模式。仿真结果表明,混合BTT/STT控制可有效解决滚转角指令抖动问题,研究结果可为滑翔制导炸弹BTT控制系统的工程实现提供技术参考。

建立了X型舵飞航导弹舵机卡死故障条件下执行机构输入与输出的关系模型,分析了舵机卡死引起舵效降低、常值误差和控制耦合三方面效应对导弹控制性能的影响。为考察不同时刻舵机卡死影响的差异,建立了导弹六自由度数学模型。仿真结果表明,单个舵机卡死会造成导弹控制性能下降,命中点散布变大; 在一些极端初始条件下,俯仰和偏航通道产生严重的控制耦合,会使弹道畸变,导致导弹坠落。对飞行试验中出现的案例进行分析,验证了仿真分析结论的正确性。

针对区域防空的特点,研究了粒子群算法在火力分配中的应用。从分配控制条件、弹目相对距离和飞行时间等角度,阐述了火力单元对目标的拦截可行性判断逻辑。根据火力单元拦截可行性约束,构建了粒子编码方法,从本质上缩小了分配问题的解空间; 设计了增强群体多样性的种群进化更新策略,提高了求解效率。仿真实例表明,该方法具有较强的全局寻优能力和收敛速度,能够有效求解区域防空火力分配问题。

为了研究电磁轨道炮消除炮口电弧的方法,提出了一种新型结构的被动式炮口消弧装置,建立了含有消弧装置的内弹道计算模型。分析了被动式消弧器的两个作用原理,第一个是磁通压缩原理,能够在电枢中产生反向电流,以减小炮口剩余电流; 第二个是续流原理,使系统中残余能量可以从消弧器中释放,而不是经过电弧,从而大大减小炮口弧光。发现消弧器的电气参数必须与发射器的电气参数相匹配才能达到最佳效果,过大或过小的感抗和阻抗都会导致不良消弧状态,最优参数应为较小的电感与稍大的电阻组合。进一步研究了炮口消弧器的工程化设计方法,所提出的结构最适合使用不锈钢材料,能显著降低炮口残余电流和电弧,而初速基本没有减小,该理论分析和设计思路可以为轨道炮消弧器的研究提供参考。

基于单基阵的弹丸落点声定位方法存在定距误差大且定向误差小的缺点,针对此问题,利用双基阵交叉定位实现了落点定位。针对双基阵落点定位方法存在一定盲区的不足,提出了一种基于复合双基阵的弹丸落点观测声定位方法。以五元十字阵为复合阵列的基本单元,建立双基阵以及复合双基阵的数学模型,并对定位算法和定向、定距精度进行了理论推导和仿真分析,进行了外场模拟实验。实验结果表明:基于复合双基阵的弹丸落点声定位方法能够有效实现全区域的声定位,相对方位角误差和距离误差均小于4%,定位精度较高。

针对连续射击过程中周期性瞬态热冲击引发的身管烧蚀问题,建立了身管一维瞬态传热的数学模型。采用能量平衡法,应用交替隐式差分格式(ADI),推导了内节点及边界点的有限差分方程,以经典内弹道数值计算结果为基础,通过VB编程求解了连续射击120发弹过程中某12.7 mm机枪枪管的温度场分布。采用红外热像仪对身管外壁温度进行了测试,数值仿真结果相对于实验结果的误差小于10%,所建模型及采用的算法是有效的。研究得到的枪管温度场的变化规律为更加深入地研究身管烧蚀机理、设计身管结构以及预测身管寿命提供了可靠的理论依据。

为探索名义尺寸和公差不能同步优化导致的火炮制退机设计周期长的问题,进行了制退机关键结构尺寸及公差的优化研究,改进了计及公差的区间优化方法。假设公差服从正态分布,构建了基于离散化的区间可能度模型,改进了公差指标,建立了火炮制退机关键结构尺寸及公差的区间优化模型。与传统火炮制退机结构参数优化结果进行了对比,优化得到了制退机关键尺寸的公差,缩短了制退机的设计周期。结果表明,采用基于离散化的区间可能度模型能得到目标性能更优的Pareto最优解,改进的公差指标能更好地反映平均公差和加工精度的关系。

炮口振动是影响坦克行进间射击精度的关键因素,为了减小弹丸出炮口时的炮口振动,基于多体动力学的刚柔耦合及接触碰撞算法,建立了考虑多个结构非线性因素的坦克行进间刚柔耦合多体系统动力学模型。结合优化设计理论和方法,建立了坦克行进间射击炮口振动优化模型。通过径向基函数法与增广拉格朗日乘子法的结合,对坦克行进间射击炮口振动进行多目标优化设计。优化结果表明,弹丸出炮口时的炮口振动明显降低,优化方法是可行的,对于提高坦克行进间射击精度有一定的参考价值。通过改变车速以及路面等级对优化结果进行假设分析,说明了行进间射击优化的必要性。

为了研究非定常两相脉冲爆轰发动机爆轰和排气流场中尾喷管的特性,推导了带源项非结构三角形网格求解元守恒元数值方法(CE/SE方法)的计算格式,应用该方法数值研究了满填充工况下带不同结构尾喷管火箭式脉冲爆轰发动机的内外流场和爆轰推进性能。研究表明:该非结构网格CE/SE方法可有效捕捉变截面管中强间断和复杂波系结构。各类喷管中,含收敛段喷管排气时间增长,气流在收敛段喉部发生壅塞; 含扩张段喷管内出现斜激波过膨胀现象。当环境压力为0.1 MPa、填充率为1时,单次爆轰模式下带不同类型喷管的汽油/空气两相脉冲爆轰发动机的推进性能:除40°角扩张喷管外,其他各类喷管在爆轰和排气进程中均能提高发动机的冲量。