针对多高超声速导弹以指定落角对目标进行饱和攻击的问题,提出一种具有攻击角度和攻击时间约束的末制导律,并基于此对导弹的末制导可行初始位置域进行研究。建立三维空间导弹运动模型,分别通过纵向通道和侧向通道制导指令实现落角和攻击时间控制,构成三维协同末制导律。考虑导弹过载和末速约束,采用上述制导律,以导弹末制导初始位置的坐标为设计变量,以实际攻击时间与理想攻击时间差为性能指标函数,建立并求解优化模型,得到导弹一维及二维可行末制导初始位置域。仿真结果表明:该三维协同制导律可使多导弹在同一指定时间以指定落角命中目标; 该位置域求解方法可求得给定约束条件下的各导弹末制导可行位置域。

为满足攻击角度约束的要求,设计了一种考虑导弹自动驾驶仪二阶动态特性的制导律。建立了考虑驾驶仪二阶动态特性的带攻击角度约束项的制导系统模型,采用二阶滑模超螺旋算法对扩张状态观测器进行改进,提出了一种超螺旋扩张状态观测器,对未知目标加速度进行估计,选取一种带攻击角度约束的非奇异快速终端滑模面,结合动态面控制,提出了一种新型制导律。该制导律能使系统状态全局有限时间收敛,补偿驾驶仪动态特性。对比仿真结果表明,所提观测器估计精度高,所提制导律能够实现视线角速率和攻击角度有限时间收敛,且具有更好的制导性能。

导弹的旋转会引起俯仰和偏航通道的交叉耦合作用,因此旋转导弹比例导引参数设计不当将引起弹体以锥形运动形式发散,导致脱靶量增大。针对一种寻的制导的单通道控制旋转导弹,推导了包含耦合作用的制导、控制和动力学方程,分析了比例导引视线角速度收敛条件、最优导航比以及导引关系对脱靶量的影响。指出在旋转条件下,导引头相位延迟导致更大的比例导引系数才能使得视线角速度收敛,同时最优导航比增大。视线角速度提前发散使得弹体成锥摆状态飞行,进而导致脱靶量增大。案例数值仿真表明,随着转速增加,脱靶量呈指数形式增大,因此,必须限制最大转速,并根据转速选择合理的导航比。

针对室内千米靶道内镜头式光幕测速系统无法对跨声速弹丸速度进行有效测量的问题,采用外弹道学理论与MATLAB仿真技术计算跨声速测速点弹丸飞行速度理论值,使用快速互相关算法处理镜头式光幕测速系统在测速点的弹丸过幕信号,得到该测速点的实测速度值集合,以理论速度值为参考,从速度值集合中选取接近理论值的速度并进行误差分析。采用5.8 mm步枪弹进行实弹验证,实验所得的接近理论速度值的实测速度与理论值之间的相对误差小于0.3%。该方法解决了由于弹丸激波作用测速光幕产生干扰信号带来的影响,为跨声速弹丸速度的准确测量提供一种新思路。

为了解决导弹速度变化时对攻击时间和攻击角度的控制问题,提出了一种基于成型理论和非奇异终端滑模理论的攻击时间和攻击角度控制制导律,并证明了该制导律的Lyapunov稳定性。以弹目相对运动关系为基础,将导弹速度变化的制导律问题转化为导弹速度恒定的制导律问题。利用成型理论构造视线角多项式,通过数值方法计算其系数,得到了满足攻击时间和攻击角度约束的理想视线角表达式。基于非奇异终端滑模理论设计了导弹法向加速度,使导弹实际视线角按照理想视线角变化,实现了攻击时间和攻击角度控制。不同条件下的数值仿真结果验证了所设计制导律的有效性。

为了研究微下击暴流风切变模型在外弹道仿真中的应用,基于流体力学基本原理,采用涡环法建立了微下击暴流风场模型,通过引入涡环倾斜变化矩阵来描述微下击暴流风场非对称特性,采用多涡环叠加的方法来模拟实际情况下的复杂风速分布。将六自由度刚体弹道模型与风场模型相结合,以某122 mm尾翼火箭弹为例进行弹道仿真。结果表明,所建立的微下击暴流风场模型具有良好的三维特性,能够合理描述实际微下击暴流风场分布; 受微下击暴流影响,火箭弹的飞行时间、射程、侧偏、末速度以及角运动等弹道特性均发生较大变化。

针对弹道目标雷达组网测试,测量设备布站设计是一个典型的复杂优化问题。基于量子遗传算法搜索机理和待求解优化问题特性,以弹道测量精度为目标函数,设计了优化算法计算流程。对一种多雷达设备组网布站测量进行了仿真评估,重点关注了量子遗传算法2种旋转角策略对搜索全局最优解的影响。结果表明:区别于旋转角变小的更新策略,旋转角变大的更新策略虽然收敛速度下降,但获得全局最优解的概率增大。研究结果为量子遗传算法在弹道组网测试领域的应用提供了参考。

射表试验弹药消耗大、试验周期长是长期存在的问题。针对此问题,根据刚体弹道理论,建立了弹箭六自由度弹道微分方程。开展了飞行诸元关于各气动参数的灵敏度分析,通过仿真计算,对弹箭气动参数准确辨识方法和全弹道符合计算方法进行了研究,初步形成了基于弹道精确测量的射表编拟新方法。仿真结果表明,新方法能够较准确辨识出弹箭气动参数,计算弹道与实际弹道一致性更好,更能反映弹箭的真实飞行状态。研究成果为改变射表试验消耗大、周期长的问题,进一步提高射表精度和射表编拟技术奠定了理论基础。

为研究舵面形状对铰链力矩的影响,运用CFD技术模拟某无翼式布局弹箭在不同马赫数下的尾舵受力分布情况,分别对尾舵前缘根弦、后缘梢弦与后缘根弦进行小面积的裁剪,得到三组弹身-尾舵组合体,分别对各组合体进行数值模拟,得到各组合体在不同马赫数下的舵面压心、铰链力矩以及全弹气动特性系数。结果表明,裁剪尾舵前缘使舵面压心更分散; 裁剪尾舵后缘使舵面压心更集中,有利于铰链轴的设计,可有效减小铰链力矩; 裁剪尾舵对全弹的气动特性有微小的影响。

为解决多平台协同突防航路规划问题,提出协同突防航路规划方法框架。通过控制点基于分段保形二次插值描述与生成航路,建立包含平均航路长度、航路长度标准差、累积威胁程度的优化指标,并合成为加权综合目标函数,给出包含转弯半径判断、航路交叉判断以及障碍冲突判断的约束条件,通过粒子群优化算法进行航路控制点优化求解。在不同场景下进行航路规划求解,并分析了优化参数对于方法求解的影响。结果表明,方法能够给出可行且优化的协同突防航路。同时,优化指标的选取与约束条件的建立和航路规划过程解耦,可以在本方法框架的基础上根据实际问题需求自行配置优化指标与约束条件,一定程度上拓展了方法的通用性。

为研究突击炮发射时对炮口周边远、近场响应的影响,进行了某突击炮炮口流场数值模拟与分析。针对突击炮发射穿甲弹的高初速、高炮口压力特点,采用可压气体黏性流动的Navier-Stokes方程,建立炮口流场模型,采用Spalart-Allmaras湍流模型,应用Roe-FDS格式,结合动网格技术,在内弹道参数求解的基础上,进行突击炮炮口流场数值模拟。数值模拟结果得到了突击炮炮口冲击波超压分布与扩展特性,及炮口流场温度分布情况。炮口冲击波在远场的传播主要呈现衰减趋势; 在近炮口区域,受到膛内喷出射流的能量补充及强烈的相互作用,形成超压值较高的近场特性。研究结果对揭示突击炮炮口流场特性,预测炮口冲击波对装备与作战人员的危害具有参考价值。

针对双脉冲发动机Ⅱ脉冲点火过程,基于Fluent流场仿真软件平台,建立了数学物理仿真模型,并编写了用户自定义函数(UDF)模拟动态点火具质量流率边界及装药燃烧加质过程。研究了隔层破开前、破开后及稳定建压3个阶段的流场瞬态特性,分析了隔层破开对内流场的影响。研究结果表明:点火初期,装药内孔压力传播速率较外孔快; 隔层破开前,燃气聚集并反向传播导致尾部压力上升速率反超头部; 破开后,燃气压缩低压气体产生压力冲击波,内流场剧烈振荡,对燃烧室不同位置造成一定影响,距级间孔越近,影响越大,反之则越小。

为了研究膛内运动过程中身管内膛与弹丸前定心部间的接触碰撞响应特性,以某口径火炮为原型,建立了身管内膛与弹丸前定心部接触碰撞有限元弹塑性动力学模型,模拟实际接触碰撞过程; 为确保所获有限元模拟结果具有较高精度,分别从模型收敛性和罚因子设置两方面,对所建立的身管内膛与弹丸前定心部接触碰撞模型进行验证; 基于已验证的有限元模型,对比分析不同初始接触碰撞速度及不同内膛磨损程度下相关接触碰撞物理量变化规律。结果表明:①接触碰撞过程能量损失与初始接触碰撞速度密切相关,初始接触碰撞速度越大,接触碰撞过程中的能量损失也越多; ②接触碰撞最大时刻,与弹丸前定心部发生接触碰撞的身管膛线条数接近身管总膛线条数的一半。

基于区间参数的不确定性分析方法对某大口径火炮输弹一致性进行研究,分析输弹参数不确定性带来输弹动力学响应的变化。利用ADAMS软件建立输弹机动力学模型,根据输弹过程和输弹实验确定不确定参数及参数区间,采用基于统计信息的多体系统区间不确定分析方法计算得到输弹过程弹丸状态参数,并确定弹丸状态参数区间。数值算例结果表明,输弹机强制输弹阶段参数的不确定性对弹丸状态参数基本无影响,惯性输弹阶段参数的不确定性对火炮输弹一致性有很大影响。

针对某输弹协调机构不确定性输入参数众多、稳健优化设计计算量大的问题,提出一种基于稀疏混沌多项式展开的高维模型表达技术,即SPCE-HDMR,用于提高输弹协调机构的到位精度,其显著优势是能够明确输入参数的线性程度和耦合特性,将构造复杂高维代理模型由指数级增长降阶为多项式级增长。首先,明确输弹协调机构的不确定性输入参数,并对其进行分类; 然后,基于Cut-HDMR思想搭建输弹协调机构高维模型的函数扩展结构,利用优化拉丁超立方采样技术,结合稀疏混沌多项式展开方法,构建输弹协调机构高维模型的分量函数; 最后,进行了输弹协调机构的稳健优化设计研究。计算结果验证了该方法的实用性和有效性,且能够高效准确地提高输弹协调机构的到位精度。该方法为输弹协调机构以及其他工程机构的设计提供了理论参考。