为有效拦截高超声速飞行器,提出了一种基于预测控制的三维微分对策制导律。该制导律将高速机动目标拦截末制导过程抽象为以视线角速率和燃料消耗为性能指标的零和微分对策问题,以非线性模型预测控制为框架,采用梯度下降法实时求解决策约束型有限时域微分对策,得到最优决策。该制导律能够在满足动态系统高维非线性、机动能力和燃料消耗等要求下,实现对目标的精确拦截; 在与比例导引律燃料消耗相当的情况下,具有末端弹道平直、制导精度高等优点。

针对无人机航迹控制中气动参数摄动问题,提出了一种抗气动参数摄动的鲁棒控制策略及其在某型无人机三维空间航迹跟踪控制中的应用。分析了传统控制方法在复杂条件下存在的气动参数误差的影响,给出了含有误差项的运动学模型,根据Lyapunuov稳定性理论,设计了含有参数摄动上限项的控制律,使系统对参数摄动不敏感。设定了较大的气动参数组合偏差对该方法进行了验证,结果表明,航迹跟踪控制算法中引入气动参数摄动抑制环节,可以保证控制的精度。

为研究适配变后掠翼巡航导弹多任务飞行的弹道设计问题,将导弹飞行过程分为爬升、巡航、下滑、盘旋和攻击5个飞行阶段。为了使导弹实现快速平稳的爬升和下滑,并顺利地转入巡航和盘旋阶段,弹道高度采用指数形式的程序飞行高度指令函数,并根据导弹运动方程,解析出高度指令函数关键参数的选择公式; 盘旋段采用覆盖作战区域的圆形弹道,偏航过载指令由与作战区域面积相关弹道曲率得出; 巡航段采用等高飞行直线弹道,攻击段采用自动寻的导引。弹道仿真结果表明,所设计的多任务弹道及指令合理,满足多任务飞行和高精度制导要求。

在无再入观测数据条件下,为了对弹道导弹的落点和气动阻力参数进行高精度联合预报,基于导弹末端速度变化范围的限制,预估气动阻力参数变化范围; 将气动阻力参数作为随机过程建模并增广为目标的状态,基于无迹变换法建立了考虑气动阻力、地球自转和J₂摄动的落点预报和误差分析模型,计算了落点误差散布椭圆。仿真结果表明,该方法能有效预估气动阻力参数范围,显著提高了落点预报和误差分析的精度(尤其是落地时刻),对于导弹早期预警具有较高应用价值。

针对高超声速弹箭前方绕流流场中气体分子间碰撞导致复杂化学反应的问题,提出了一种化学反应类型取决于碰撞分子特定次序的DSMC(direct simulation Monte Carlo)改进方法。在变径硬球模型、Larsen-Borgnakke唯象论模型和Bird的化学反应概率模型的基础上,先取五组元(N₂,O₂,N,O,NO)混合气体间的离解、置换和复合反应为主要化学反应类型,采用Fortran语言编制了气体分子化学反应的DSMC源程序,模拟了高超声速二维圆柱绕流,并将模拟结果与有关文献中的理论数据进行了比较,在80 km,85 km,90 km处,圆柱表面处的热流系数峰值误差分别为1.1%,2.0%和1.9%,数值结果验证了该方法的可行性和合理性。

为了研究舰上发射条件对火箭助飞式器材外弹道特性的影响,定义了船体运动及气象风场坐标系、质心运动坐标系,在此基础上建立了考虑弹道条件和气象条件等因素的非标准条件下的火箭助飞式器材外弹道方程组和伞-弹运动模型。通过算例的计算,分析了火箭助飞式器材在舰上发射时受到本舰航行和海上风场条件影响下的外弹道特性,对标准和非标准条件下的落点坐标进行了比较。分析结果表明,火箭助飞式器材的飞行弹道受本舰航行速度和风的影响较明显,在特定条件下,其落点偏差将会超出预期值,进而影响到作战效能。

为研究埋头弹火炮的更优性能,基于2次点火及火药程序燃烧控制技术,建立了埋头弹固体随行装药内弹道零维模型。针对某埋头式榴弹的试验结果进行了数值模拟,获得的初速、膛压变化规律与实测结果相吻合。在此基础上,数值分析了加载随行装药后多参数变化对埋头弹火炮内弹道性能的影响。结果表明,在最大膛压不变的条件下,随行装药可提高炮口初速6%; 随行装药量、燃速系数及点火延迟时间三者合理优化匹配,才能实现最佳的内弹道性能。

为研究再生式液体发射药火炮喷嘴内部空化效应对射流雾化的影响,针对常用喷嘴结构建立了Euler多相流模型和空化模型,研究了喷嘴内部的空化流动现象,分析了喷嘴结构形式、内部倾斜角和喷射压力对喷嘴内部空化流动与喷嘴出口流动状态的影响规律。结果表明:RNG k-ε湍流模型比k-ε湍流模型更适于分析喷嘴内的空化流动现象; 圆柱形和圆锥形喷嘴内部均发生空化流动现象; 增大圆锥形喷嘴倾角导致空化增强,气液掺混区域变大,但流动速度受阻; 大于10 MPa的喷射压力有利于形成稳定的空化流动。研究结果为优化喷嘴结构设计提供了理论依据,为进一步研究射流在燃烧室内的破碎、雾化、蒸发和燃烧过程提供了上游边界条件。

为从理论上寻求固体火箭发动机平均侵蚀函数的预示方法,针对AP复合推进剂,以火焰弯曲理论侵蚀函数方程为基础,计算了随燃通比变化的侵蚀函数,在此基础上得到平均侵蚀函数。实例验证表明,该获取平均侵蚀函数的方法及获取的平均侵蚀函数具有较高的预示精度,满足工程计算要求。这对于侵蚀燃烧理论研究、平均侵蚀函数的获取,以及提高固体火箭发动机零维内弹道预示精度,均具有重要的实际应用意义。该方法仅适用于AP复合推进剂,其他推进剂能否适用还需要进一步研究。

为研究突扩台阶高度、尺寸缩放及燃料长度对固体燃料冲压发动机燃面退移速率及火焰稳定性能的影响,以聚乙烯为燃料,对固体燃料冲压发动机燃烧室内流场进行了数值模拟研究。结果表明:随着突扩台阶高度的不断增大,燃料通道内的湍流动能逐渐增大,燃料的燃面退移速率、补燃室温度及压力逐渐增大; 在保证空气质量通量及总温相同、几何相似的条件下,随着尺寸的不断减小,燃料壁面附近的温度梯度及有效导热系数不断增大,使燃料的燃面退移速率逐渐增大,富氧程度降低,补燃室压力增大,回流区内燃料汽化的吸热速率占该区域内化学反应的总放热速率的比例不断升高,发动机火焰稳定性能降低; 在保证其他参数相同时,在增大燃料长度,同时不改变燃料通道内相同轴向位置处的流场温度、燃料燃面退移速率及组分分布的情况下,燃料长度越长,固体燃料的平均燃面退移速率越小,补燃室温度及压力越高。

为了探究爆轰过程中燃烧室管壁的传热特性,采用CE/SE方法和有限差分法分别对气液两相脉冲爆轰发动机(PDE)内流场及燃烧室管壁的传热问题进行了数值计算; 运用能量平衡法解决了内流场与管壁传热之间的耦合传热问题。计算结果表明,对于燃烧室内任一截面,爆轰波扫过或膨胀波到来时,对流换热强度大,内壁面温度上升快; 单次爆轰时,爆轰波所在区域温度高达2 000 K,管壁靠近内壁面的区域径向上存在较大的温度梯度,靠近外壁面的区域温度几乎没有变化; 当燃烧室管口压力恢复到环境压力时,从PDE头部到尾部,管壁内壁面温度逐渐升高,热量传递区域厚度逐渐增大。

针对多层异质复合靶板结构优化设计,对10 mm氧化铝陶瓷/10 mm芳纶板/6 mm 616装甲钢、10 mm氧化铝陶瓷/6 mm 616装甲钢/10 mm芳纶板2种结构抗14.5mm穿甲弹穿深(DOP)的性能进行了试验分析,对同工况下弹丸侵彻复合靶板进行了数值模拟。在验证数值模型的基础上,结合配方均匀设计方法,建立了相同面密度下复合靶板结构等效质量防护系数回归模型,分析了各层厚度系数对复合靶板防护性能的影响规律,完成了复合靶板结构的优化设计。结果表明,面密度为9.748 g/cm²的复合靶板,最优结构为6.5 mm氧化铝陶瓷板/1.8 mm芳纶/9.1 mm装甲钢,试验验证了优化设计结果的可靠性。

为了研究爆轰冲击作用下金属圆柱壳体动态膨胀及变形断裂过程,以40CrMnSiB钢壳体材料为研究对象,在理论分析的基础上建立了炸药与壳体相互作用过程分析模型,获得了爆轰作用过程中金属壳体外表面径向位移以及速度变化规律; 应用超高速摄影技术获得了壳体在高应变率下动态变形过程。结果表明:膨胀半径达到初始外半径的1.47～1.70倍时,壳体内部裂纹贯穿整个壁厚并发生断裂; 壳体膨胀速度在距起爆端60%～70%壳体轴向长度处达到最大,此处膨胀速度比起爆端附近提高了18.3%。

针对轨道炮发射过程中存在的枢轨电热损伤问题,建立了电磁与热扩散模型,模拟了枢轨材料暴露在强磁场环境下的电热物理变化过程,分析了10种常见材料的电热物理表现及其适用性,考察了材料的耐磁极限和耐电流极限,通过调整材料的电热参数,归纳了各电热参量对材料温升的影响规律。研究结果表明:在25 T磁场环境下,计算获得的最小温升材料为C11000; 材料的电导率与其均流效果成反比; 而其温升过程则受多个物性参量耦合控制,其中比热容对温升的影响作用最大。

为研究装甲车辆火力系统中炮闩和反后坐装置的技术状态变化对装甲车辆火力系统的技术状态的影响,并准确诊断技术状态变化过程中可能产生的多种潜伏故障,该文在技术状态参数测试数据的分析和处理时引入了云理论的思想。首先分别建立所有测试数据在整个测试时期内的变化规律模型,使用云模型方法预测技术状态参数在短期内的云重心变化。然后利用云变换算法将大量的装甲车辆火力系统技术状态参数转换为多个定性云概念以简化测试数据类别,经过关联规则的挖掘,提出一系列技术状态参数云概念-故障推理规则,计算相应推理结果可信度,建立云推理预测组合规则发生器,使用大量样本训练发生器,最终得到可信度大于设定阈值且稳定的故障预测结果。实例验证表明,该种基于云理论和故障推理发生器的技术状态预测方法,能利用非等间隔时间获取的技术状态参数测试数据准确评估装甲车辆火力系统的技术状态,并准确诊断故障类型。

为提高制导炮弹寻地精度,根据压敏传感器测量高旋弹体的方法,提出了一种基于压敏传感器制导炮弹寻地的新方法。从理论上分析了炮弹寻地的原理; 进行了实验方案设计及其电路设计,解决了提高测量精度的问题; 飞行试验验证表明,该方法可实现炮弹寻地和转速的精确测量。实验结果表明,该方法完全可用于制导炮弹寻地和转速测量,不仅具有灵敏度高、精度高、受外部因素影响小等特点,而且电路具有结构简单、体积小、性能优良等优点,可广泛应用于旋转炮弹的姿态控制和制导系统。

为解决已有天平校准设备存在加载架初始定位精度、加载载荷准度和天平校准效率偏低的问题,研发了一套高精确性天平校准设备,采取激光跟踪仪的加载架初始定位、力传感器配合电动缸的加载和六连杆并联复位机构等关键技术,实现了天平的“全自动”校准。天平校准结果表明:天平的综合加载误差和综合加载重复性达到了国军标的先进指标要求,天平校准用时从10 h以上降低到3 h以内,提高了天平校准效率。