为了有效改善可分辨空间目标群的早期跟踪态势,提高高速目标群的跟踪处理速度和跟踪精度,提出了可分辨空间密集目标群跟踪算法。该算法首先通过全局聚类群分割、群关联和群跟踪,解决大量距离靠近、运动特征差异不明显的高速空间目标群早期连续稳定跟踪问题; 通过群跟踪掌握早期群整体信息,提高目标数据处理速度。在此基础上,边跟踪边分群,由群目标跟踪逐渐过渡到多目标跟踪,在群目标跟踪中通过结合空间动力学方程提高群内目标的跟踪精度,提升雷达系统对可分辨密集空间目标群的跟踪能力。

针对攻击角度约束和执行机构因物理约束导致控制输入饱和的问题,提出了一种带攻击角度约束和输入饱和的制导控制一体化设计方法。建立了带攻击角度约束的制导控制一体化三通道独立设计模型,采用扩张状态观测器估计和补偿模型误差和通道间的耦合关系。在此基础上,采用终端滑模控制和反演控制,对制导控制系统进行一体化设计,并引入Nussbaum函数和一个辅助系统处理输入饱和问题。通过导弹六自由度仿真验证了所提制导控制一体化算法的有效性,制导精度和角度约束精度比现有制导控制一体化算法更高,且制导控制效果更好。

为了研究鸭式布局弹箭正弦打舵滚转控制时非对称姿态飞行的气动特性,根据滚转周期内的飞行姿态建立了4组模型,进行风洞实验,得到全弹的气动力变化规律; 采用基于三维Navier-Stokes方程求解的时空二阶精度的隐式迭代算法,建立数值计算模型,对流场进行数值模拟,得到不同攻角下飞行时的弹箭各部件气动力数据。结果表明数值模拟气动力数据与风洞实验结果有相似的变化规律。采用后处理软件分析了鸭舵下洗对尾翼的影响,得到结论:鸭式布局弹箭鸭舵洗流对尾翼干扰明显,非对称姿态下鸭舵对尾翼的洗流会使弹箭产生诱导滚转力矩,且该滚转力矩随攻角增大而增大。

为研究末弹道参数与杀伤面积之间的复杂关系,以达到优化末弹道参数的目的,对破片飞散过程进行分析,为描述破片飞行轨迹建立了破片飞散模型,得到破片的落点,然后通过统计地面有效破片数,求解战斗部在不同末弹道情况下的杀伤面积,得到1 225种末弹道组合下的杀伤面积,最后基于这些数据,利用极限学习机(ELM)得到1 903 993种末弹道组合的计算结果。计算结果表明:当极限学习机的激励函数采用sigmoid函数,隐藏节点数在200个以上时,决定系数能够达到0.9以上,求解时间远远小于1 s,求解得到的最优末弹道参数对应的杀伤面积从优化前的438.1 m²上升至优化后的541.2 m²。

为了准确表征破片弹道,基于质点弹道方程和经典破片阻力公式建立了破片运动方程,对典型工况的钢破片和钨破片外弹道特性进行了计算分析。结果表明破片最大射程对应的射角约为21°; 随着破片初始射角的增大,破片落地动能先急剧减小,在约10°射角后又缓慢增加。采用抛物线和射线2种形式的计算方法分析了典型破片在不同初始射角条件下的落地动能和最大射程,该方法对破片最大杀伤半径、破片的毁伤效能评估、杀爆战斗部动静爆试验靶场布置位置的合理性和弹药储存安全距离的判断等方面具有一定参考价值。

为了研究机枪水下发射枪口燃气喷射压力对膛口流场分布特性的影响,基于流体计算软件FLUENT,采用结构化网格并结合动网格技术,建立了水下枪膛口流场二维轴对称仿真模型,针对14.5 mm水下枪,分别采用30 MPa、45 MPa和60 MPa燃气喷射压力对水下密封式发射膛口流场进行了数值模拟。计算结果表明:3种枪口喷射压力条件下,火药燃气喷出膛口后都迅速形成射流膨胀区,膛口轴向压力急剧衰减,燃气扩展过程中受到水和弹丸的较大阻力,在弹后空间聚集,使得压力有不同程度的升高; 燃气喷射压力在30～60 MPa范围内,膛口马赫盘初步形成的时间略有不同,约在145～152 μs之间,压力越小时,马赫盘形成越早且弹丸越早脱离火药燃气的包围; 3种压力条件下马赫盘距离膛口中心位置随时间的变化都呈指数分布规律。

为了研究浅水区串联航行体超空泡流动特性,采用VOF多相流模型建立了空气、水、水蒸气的混合相的连续性方程和动量方程,对串联航行体在浅水区形成的超空泡流场进行了数值模拟,研究了水深和航行体间距对超空泡流动的影响。研究结果表明:前后串联航行体在运动过程中均会形成超空泡,且空泡的初始形态、轮廓近似,并在自由面激起先导波浪; 在浅水区,会有上方空气卷入超空泡内,但是随着水深的增加,上方空气不再卷入空泡内; 随着航行体间距的增大,充分发展阶段的超空泡轮廓变得越加平缓,当间距大于5倍的航行体长度时,不同间距下的串联航行体超空泡轮廓无明显差异。

为了提高埋头弹药轻量化程度及发射过程的能量利用率,将可燃药筒材料应用到埋头弹药的结构中。基于二次点火和火药程序燃烧技术,将可燃药筒简化为变燃速片状药,并作为混合装药中的一种,建立了半可燃药筒埋头弹零维内弹道模型。对105 mm埋头式榴弹射击试验进行数值模拟,验证了所建模型的正确性。在此基础上对105 mm半可燃药筒埋头式穿甲弹的内弹道性能进行预测分析,得到最大膛压为537.5 MPa,炮口初速为1 667 m/s。

针对无控火箭弹的内弹道优化问题,以增加射程为目标,在发动机总冲恒定的约束条件下,分别建立了固体火箭发动机单室单推模式和单室双推模式的内弹道数学模型和优化模型,采用改进的混合粒子群优化算法,对固体火箭发动机的内弹道特性进行优化设计,求得了全局最优解。仿真结果表明,提出的混合粒子群优化算法具有较好的全局寻优能力和鲁棒性,是解决固体火箭发动机内弹道优化问题的有效方法; 设计的优化策略将某型122 mm无控火箭弹的最远射程提高了3.75%～4.45%,仿真结果对无控火箭弹的总体设计具有一定的理论指导意义。

为了研究斜切喷管发动机的燃气射流流场特性,采用有限体积法数值求解非定常可压缩N-S方程,对不同喷管角度、不同海拔高度以及不同燃气温度条件下的发动机斜切喷管燃气射流流场特性进行数值模拟研究。结果表明:由于斜切喷管不对称外伸壁面的存在,导致喷管燃气射流流场不再对称; 喷管壁面不对称程度越大,则喷管燃气射流偏转与扩张角度越大; 随着海拔高度的增加,燃气流场核心区域与燃气射流的影响范围、以及射流偏转角度不断增大,但射流核心区域的波节数将不断减小; 此外,燃气温度变化,对喷管流场压强分布影响较小,但对流场速度值影响较大; 燃气温度越高,则喷管出口排气速度越大,致使喷管射流流场的燃气动能越大。

针对双脉冲固体火箭发动机点火过程,采用流固耦合方法研究了Ⅱ脉冲发动机点火时的流场和装药结构的力学响应,分析了点火燃气、装药及隔层之间的相互流固耦合作用。结果表明:Ⅱ脉冲发动机点火后,燃气使发动机内压强增大,隔层与药柱轴向通道形成先收敛后扩张的形状,对燃气流动和压强分布产生一定影响; Ⅱ脉冲药柱在0.36 ms被局部点燃,在0.93 ms时被全部点燃; Ⅱ脉冲药柱内表面变形先增大后减小,在中间位置和尾端位置呈现一定波动性; 在Ⅱ脉冲发动机增压阶段,隔层尾部受力继续增大直至破坏开裂。

为研究动能毁伤弹丸对航天器内部结构的毁伤特性,提出了一种穿透航天器外壳后区域性散布毁伤元的动能毁伤弹丸。根据空间卫星的结构特点设计了多层等效靶板,进行了动能毁伤弹丸撞击多层靶板的验证试验。对试验过程进行有限元动力学仿真,并将仿真结果与试验结果进行一致性对比,采用该模型研究了不同形状毁伤元的毁伤特点。研究结果表明:动能毁伤弹丸在穿透2 mm厚铝板后弹壳破碎释放毁伤元,且不会穿透最后一层靶板产生额外空间碎片,毁伤方案的可行性较高; 不同形状毁伤元中球形毁伤元毁伤内部结构的效果最好,立方体毁伤元穿透外壳的效果最好。

为了研究玻璃纤维复合装甲在穿甲弹侵彻下的抗弹性能,根据某型坦克的首上装甲结构特点和其材料的抗弹特性,采用LS-DYNA数值仿真的方法,分析了不同着角下复合装甲的侵彻深度变化以及不同纤维层厚度下弹丸的速度变化、能量损失情况,发现玻璃纤维层厚度为16 mm时,该复合装甲抗弹效果最佳,着角大于20°则无法击穿复合靶板。拟合出侵彻深度随着角的变化曲线; 采用水平等效密度的方法计算出了该装甲的抗弹能力,得出了该装甲的抗弹性能相当于150均质装甲钢,可以为其他装甲结构的设计提供支撑。

为了进一步提高末敏弹在复杂战场环境下对地面装甲目标的识别概率,提出了一种基于轻量化卷积神经网络的红外图像与距离像复合探测识别方法。网络设计考虑了弹载环境对实时性的要求,将网络划分为特征提取、特征融合2个阶段。在特征提取阶段,对不同源的图像进行了分布式卷积,提高了网络的并行性,降低了网络参数量与计算量; 为了弥补分布式卷积带来的特征损失,将距离像与红外图像的融合图像也一并作为网络输入; 在特征融合阶段利用深度可分离卷积实现了进一步的轻量化设计。通过仿真缩比实验环境获得的数据集进行实验验证,实验结果表明,网络具有较小计算复杂度的同时能够对复杂背景环境下的装甲目标进行有效识别。