为了准确控制巡航导弹在指定时间到达指定位置,提出了一种基于飞行距离和地速反馈的推力调节最优自适应滑模控制方法。基于包含发动机推力动态特性的巡航状态附近小扰动方程,采用反馈线性化方法设计指数趋近滑模变结构控制律和状态反馈系数自适应律,构造李雅普诺夫函数,证明了自适应滑模控制系统的稳定性; 根据控制律和滑模函数推导出飞行距离跟踪误差传递方程,并用线性二次型调节器最优控制方法设计跟踪误差动态特性。对某型巡航导弹进行仿真,结果表明,在外界阵风干扰和空气动力系数摄动情况下,该控制方法能精确地跟踪以时间为自变量的参考地速和飞行距离信号,具有较好的抑制系统参数摄动和抗干扰能力。

以一种远程弹道式飞行器为研究对象,研究了弹道落点可以覆盖大面积区域的机动弹道设计及制导方法。采用兰伯特定理设计机动弹道,并采用迭代的方法对地球非球形摄动进行补偿。在考虑发动机性能的基础上,采用速度增益制导算法对飞行器进行关机制导。为了保证再入点的高精度要求,提出了一种弹道修正制导算法,制导过程分为横向制导和纵向制导,横向制导采取相平面法,纵向制导采用一种解析的闭路制导算法。仿真结果表明,该文方法能够使飞行器较好地实现远程机动飞行,具有较好的鲁棒性。

为了给比例导引法提供尽可能精确的剩余飞行时间,基于导弹-目标相对运动模型,研究了剩余飞行时间的计算方法。建立了以导弹前置角收敛到0为准则的剩余飞行时间计算模型。对于比例系数为3时的特殊情形,利用解析方法得到了该计算模型的一阶解和二阶解,通过仿真分析对解的精度进行了评估; 利用多项式拟合方法得到比例系数为其他值时剩余飞行时间的近似解,仿真分析表明多项式次数为5时拟合精度较好; 将研究的剩余飞行时间算法应用于拦截不同类型目标的比例导引过程,结果表明,该算法用于比例导引拦截匀速目标具有良好效果,在导弹速度足够大时也可有效拦截匀加速目标。

为了研究滚转导弹的非线性控制特性,基于导弹简化的非线性动力学模型,采用基于趋近律的滑模控制器设计方法,设计了含有过载跟踪误差及其积分的自适应终端滑模面,使系统的状态在一开始到达并维持在滑模面上; 采用双曲正切切换函数代替符号切换,以消除系统存在的抖振; 根据滑模运动的渐进稳定性及其动态品质,设计满足要求的滑模变结构控制律; 进行了控制算法的Simulink仿真。结果表明:在纵横向过载指令均为1的条件下,跟踪误差近似为0,说明滑模控制策略是解决滚转导弹非线性控制问题的有效方法之一。

针对美国THAAD拦截弹发射初期所进行的螺旋轨道飞行,对能量管理技术的原理和不同攻角下的螺旋飞行能量变化数据进行了分析; 计算了不同螺旋弹道下的最大法向过载,结合法向过载变化曲线分析其对弹体设计等方面的影响; 通过六自由度仿真进行验证,得出了能量管理的前提条件是导弹飞行须具备大攻角。仿真结果表明,大攻角飞行的能量耗散作用明显大于大机动飞行,同时法向过载的变化规律为弹道的设计提供了参考。

为研究不同翼形几何参数对某弹道修正迫弹流场特性和气动特性的影响,基于3D N-S方程和S-A湍流模型,对不同翼形结构的弹丸流场进行模拟,得到了不同翼形几何参数下的弹丸在平衡攻角时的升力系数和稳定储备量。仿真结果表明:翼型弯度越大,升力系数越大,稳定储备量呈先增加后减小的趋势; 头部舵翼的安装位置不宜过于靠后; 舵翼展长越大,升力系数越大,稳定储备量越小; 尾翼根弦长度越大,升力系数越大,稳定储备量先增加后减小。

针对地磁场信号很微弱造成的与弹体横截面采集的两路正交地磁信号直接相关的滚动角值很容易受到弹体环境干扰的问题,对此两路正交地磁信号进行了干扰影响分析及其修正算法研究,介绍了有局限性的椭圆拟合的误差补偿算法。在此基础上,提出了一种相位修正的算法,通过对方位检测系统的地面仿真测试数据和实弹飞行实验数据进行算法验证研究,证明了该算法可有效消除干扰,能够一定程度上消除地磁信号的干扰,对提高滚动角的解算精度具有实用价值。

针对非合作目标高精度弹道测量问题,提出采用一主三副脉冲体制分布式雷达系统组网测量模式,对系统提供的“多测距多测速”冗余测元采用基于函数约束的测元层数据融合计算方法,通过仿真计算,分析了弹道测量精度,结果表明:在合理布站条件下,如果雷达测元只含有随机误差,则弹道测量精度很高; 如果测元存在系统误差,则弹道测量精度有所下降。针对消除测元系统误差,提出了4项修正内容。该文研究工作为今后作战试验条件下雷达组网测试和数据处理提供了参考。

为了提高爆炸成型弹丸EFP的侵彻能力,选择环形多点起爆的方式形成EFP侵彻体。利用有限元程序LS-DYNA模拟不同起爆半径、药型罩弧度半径和药型罩切边角对EFP成型的影响规律,通过优化得到了2个成型较好的EFP结构。结果表明:相比中心点起爆方式,多点起爆方式形成的2个EFP速度分别提高了14%和11.6%,长径比分别提高了100%和13.2%,密实度分别提高了95.3%和72.1%,侵彻深度分别提高约1.54倍和0.378倍。3个参数中,起爆半径和药型罩弧度半径对EFP的速度、长径比影响较大,对密实度影响较小; 药型罩切边角对EFP的密实度影响较大。

为分析大质量破片对多层盖板炸药冲击起爆阈值的影响因素,采用SPH和FEM相结合的方法开展了不同盖板厚度和不同盖板间隔情况对起爆阈值影响的数值模拟。在此基础上,采用二级轻气炮作为加载手段,进行了大质量钨合金破片冲击不同盖板及间隙情况下炸药冲击起爆试验研究,获得了起爆阈值。数值模拟与试验结果相一致,表明采用SPH与FEM相结合的方法可以较好地模拟此类问题。通过拟合得到了大质量破片冲击起爆阈值速度与冲击角度之间的经验关系式。分析结果表明,大质量破片冲击产生的大量二次破片对起爆阈值速度和起爆延迟时间具有较大的影响。

为了研究小口径集束钨丝壳体PELE对10 mm厚均值装甲钢的极限穿透速度和穿靶后的后效情况,应用PELE垂直侵彻薄靶的理论模型对直径23 mm集束钨丝PELE侵彻10 mm厚均质装甲钢进行了理论计算,利用23 mm口径弹道炮进行了侵彻试验研究。研究结果表明:弹丸侵彻10 mm厚均质装甲钢的极限穿透速度为623.7 m/s; 当着靶速度为685.2 m/s以上时,该弹丸侵彻10 mm 厚均质装甲后可产生良好的横向效应,试验结果和理论计算结果基本吻合。

为了将液体发射药技术应用于迫击炮,针对液体药侧喷结构,在考虑迫击炮基本装药燃烧过程,并计及活塞气室气孔对燃气的节流作用的基础上,建立了再生式液体发射药迫击炮内弹道模型。数值模拟了液体发射药迫击炮内弹道过程,分析了活塞气室气孔、喷射启动压力、喷射孔面积、液体发射药装药量等结构参数对迫击炮内弹道性能的影响,结果表明:活塞气室导气孔面积、喷射孔面积对各腔室的压力及弹丸初速影响较大; 液体发射药装药量对初速提高有明显作用,通过匹配系统结构参数及装填条件,在不增大最大膛压的同时可有效提高初速。该文所建模型将为液体发射药迫击炮结构优化和样机研制提供理论参考。

为研究旋转爆震发动机的工作特性,在以H₂/air为推进剂的发动机模型上进行试验,利用离子探针和高频压力传感器分别采集火焰信号和压力信号,改变空气质量流量,分析并对比了高、低质量流量下发动机的点火、稳定传播及熄火过程中火焰和压力波的变化情况。结果表明:火焰与压力波的主频相同,是耦合传播的,传播速度可达1 660 m/s; 对于低质量流量(75.37 g/s),靠近燃烧室入口的离子探针的离子信号峰值大于远离燃烧室入口的离子信号峰值; 对于高质量流量(102.125 g/s),远离燃烧室入口的离子探针的离子信号峰值大于较近点的离子信号峰值; 新鲜反应物填充对靠近燃烧室入口的点的作用时间长于较远的点; 压力信号瞬时频率的相对标准差小于火焰信号; 小流量的点火时间短于大流量; 切断H₂供给后火焰比压力波更早熄灭。

为了提高流量可调燃气发生器的流量控制效果,建立了燃气发生器流量调节系统动态模型。针对燃气发生器流量调节系统时变性的特点,引入了一种基于神经网络PI(比例积分)算法的压强控制系统; 研究了不同自由容积条件下神经网络PI控制系统与PI控制系统控制效果的有效性,得到了控制器的压强工作范围。不同自由容积条件下的2种算法的仿真结果表明:基于神经网络PI算法的压强控制系统响应速度较快,压力超调量较小,压强工作范围大,系统的动态特性较好,能更好地解决燃气发生器流量调节系统时变性带来的控制精度差的问题。

以某轮式自行火炮为例,以减少炮口初始扰动、提高射击精度为目标,建立了基于轮式自行火炮发射动力学仿真的优化设计模型。采用加权组合法将炮口角位移与角速度统一为单目标,分别应用序列二次规划法、粒子群算法、模拟退火算法及多岛遗传算法对其进行优化设计求解。比较结果发现,模拟退火算法及多岛遗传算法能够适应轮式自行火炮系统优化问题的求解需求; 粒子群算法尽管收敛速度较快,但优化结果不如模拟退火算法及多岛遗传算法; 序列二次规划法由于容易陷入局部最优,不能适应轮式自行火炮系统优化问题的求解需求。

为了推进电磁发射武器向单兵作战平台发展,采用计算机仿真研究了一种基于锂聚合物电池供电的单兵电磁武器发射过程。采用两级磁阻线圈型的电磁发射模型对发射装置进行了理论分析,利用Ansys Maxwell有限元软件研究了发射装置的内弹道过程。分析发现多级电磁发射过程中逐级减小线圈匝数能有效提高弹丸发射速度。仿真结果表明:在单兵电磁武器小型化的要求下,通过合理设置线圈匝数能有效提高弹丸发射速度,该结果可为后续单兵电磁发射武器的设计及研究提供参考。