In order to investigate the blast resistance of a 316L stainless steel honeycomb sandwich structure, a honeycomb sandwich structure was designed and fabricated using 316L stainless steel powder by selective laser melting (SLM). Concurrently, solid panels of equivalent surface density were produced by this method and constituted the control group. The mechanical behavior of the structure under near-field static explosion load is obtained through static explosion experiments and LS-DYNA simulation experiments, and the propagation mode of the stress wave within it is investigated in order to elucidate the underlying anti-explosion principle. Moreover, optistruct is utilized to optimize the topology and structure of the structure, with the objective of enhancing its blast resistance. The findings indicate that the backplate deflection of the porous sandwich structure is diminished by 13.2% in comparison to that of the plate with isoplanar density, thereby enhancing blast resistance. The established numerical model of fluid-solid coupling is capable of describing the three phases of the static explosion experiment, namely the shock wave propagation phase, the fluid-solid coupling phase, and the inertia phase. The explosion experiment yielded definitive results at the center of the target plate, thereby demonstrating that the "川" crack is caused by residual core layer extrusion. Moreover, the core layer deformation failure mechanism for the honeycomb panel was observed to manifest as in-plane stretching and tearing. The optistruct optimization results demonstrate the formation of a triangular skeleton and circular holes, alternating with corrugated plates. The structure, optimized for a corrugated core target plate, displays enhanced resilience in comparison to the optimization of a traditional honeycomb sandwich panel. The explosion load backboard deflection exhibited a 25.4% reduction, the peak pressure behind the plate demonstrated a 17.6% reduction, and the blast resistance was significantly enhanced. In comparison to honeycomb panels, the circular hole structure has been demonstrated to reduce the backplane deflection by 38.1%, while the triangular hole structure has been shown to reduce the peak pressure behind the plate by 22.4%.

在动基座传递对准过程中,主、子惯导间的挠曲变形是影响子惯导对准精度的主要误差因素。传统的传递对准方法通常将挠曲变形等效为经验的马尔可夫模型,当实际的挠曲变形与经验模型的匹配度较低时,便会导致传递对准精度下降。为此,提出了一种不依赖于挠曲变形经验模型的高精度传递对准方法。首先,推导并建立了挠曲变形与主/子惯导陀螺仪测量的角速度之间的内在关系,利用主/子惯导陀螺仪测量得到的角速度信息,直接计算得到挠曲变形的粗略值;其次,推导了挠曲变形的计算误差与陀螺仪误差之间的耦合关系,建立了一种不依赖于挠曲变形经验模型的新型传递对准系统模型;进而,利用最优估计算法对挠曲变形的计算误差进行精确估计与补偿。仿真验证表明,所提方法能够精确补偿复杂的挠曲变形,从而实现高精度的动基座传递对准。

主动侧杆是飞机飞行姿态调节的关键操纵装置。在飞机自动驾驶模式下,主动侧杆随动功能通过实时跟踪飞机的控制指令,增强飞行员对飞行状态的感知,从而有效提升飞行安全性。然而,系统中的未知干扰力矩会导致主动侧杆随动跟踪精度下降。为了解决这一难题,文中设计了一种基于复合非线性反馈-自适应积分滑模的主动侧杆随动控制方法,在复合非线性反馈控制算法基础上加入积分滑模控制算法。其中,复合非线性反馈控制能有效改善系统的稳态性,自适应积分滑模控制能有效抑制系统未知干扰。实验结果表明,所提出的改进飞机主动侧杆随动控制算法与传统复合非线性反馈控制算法相比,调节时间减小约41%,稳态误差减少了约93.6%。此外,在加入常值扭矩扰动下与传统PID算法相比,改进后的随动控制算法调节时间减少了约79%。改进后的主动侧杆随动控制算法显著提升了系统的控制精度和响应性能,并且具有良好的抗干扰能力。

为研究药型罩结构参数对聚能杆式射流(JPC)成型的影响以及成型后的JPC对陶瓷复合靶板的侵彻能力和后效作用,文中采用正交试验优化设计了一种等壁厚圆锥形药型罩的结构参数,利用LS-DYNA软件开展了战斗部结构参数(锥角、厚度、长径比)对JPC毁伤元特征参数的影响规律分析,通过极差分析得到JPC成型性能较好的结构参数组合,基于优化后的结构,研究了JPC毁伤元对陶瓷复合靶板的毁伤情况。结果表明: 药型罩锥角为90°,壁厚为2.5 mm,装药长径比为0.9时的侵彻效果较好。此时,漏斗坑直径提升了8.93%,漏斗坑深度提高了3.7%,开孔平均直径提高了8.29%,除去靶板间距后总侵彻厚度提高了9.88%。该研究能为杆式射流药型罩结构参数设计以及对陶瓷复合靶板侵彻能力的提升提供理论与技术基础。

针对旋翼巡飞末敏弹末制导段的命中精度受探测系统误差和姿态扰动共同影响的问题,分析了影响EFP毁伤元散布精度的动态特性,建立基于导引系统探测误差、弹体空间姿态扰动、毁伤元牵连运动偏差和系统时延的动态命中点模型,并引入末制导段的弹目交会轨迹与摆动姿态修正,从而在充分利用弹体姿态信息的情况下,利用实验飞行数据,分析各因素对弹着点的影响。仿真和分析结果表明:在一定随机干扰下,巡飞弹弹体姿态扰动和交会轨迹偏差是影响命中精度的主要因素,得出了满足打击典型装甲目标命中率的姿态角控制要求,为巡飞末敏弹的制导律和轨迹预测控制研究提供了理论依据。

为研究低小慢无人机在破片打击下的毁伤效能,建立了破片对无人机毁伤效能的评估模型。通过数值模拟分析单枚破片在不同初速、直径和材料条件下对目标各个舱段的毁伤概率,并采用蒙特卡洛法进行了多次射击仿真。研究结果表明,破片的初速、直径和材料对毁伤概率有显著影响,其中初速和直径的增加显著提升了毁伤概率,但在900~1 500m/s的速度范围和4~8 mm的大直径条件下,效能提升趋于饱和。而多枚破片的打击显著提高了毁伤概率,表明在破片数量增加的情况下,毁伤效能大幅提升,使破片数量成为影响毁伤效果的关键因素。基于研究结果,选择2~4 mm的破片直径、600~900 m/s的初速以及适当的材料,可以优化破片战斗部的设计,从而提升其对无人机的毁伤效能,为无人机毁伤效能的精准评估和作战决策提供科学依据。

提出了一种基于连续匹配的航向解算与组合导航算法,实现了利用小视场角制导相机解算航向,为无人机提供了一种低成本的航向量测与组合导航方案。首先基于连续匹配得到的本质矩阵计算出姿态增量,然后通过首帧姿态矩阵与联合标定矩阵计算出当前帧的航向角,在此基础上基于惯性导航姿滤波设计了MEMS导航解算与视觉连续匹配的融合算法。最后为验证所提算法的精度与计算效率,搭建了惯性/视觉组合装置及挂飞试验系统。飞行试验结果表明,针对像元数为1 920×1 080的相机在80~200 m相对高度飞行过程中,匹配成功率达到99.6%,0.5 h航行中航向计算精度优于0.21°,更新频率优于20 Hz,与传统方法相比具备较高的匹配成功率、航向计算精度,并具有更低的时间耗费。

异源景象匹配作为一种重要的辅助导航手段已经被广泛研究,但受到异源图像对之间非线性辐射失真和几何变形的影响,实现异源图像的匹配仍然是一项具有挑战性的任务。为了解决这些问题,提出了一种具备旋转和尺度不变性的异源景象匹配方法以同时估计异源图像对之间的旋转、尺度和位移变化。首先,基于图像局部的结构关系,利用局部自相似描述子进行特征描述以抵抗非线性辐射差异和局部变形的影响。再结合对数极坐标变换将图像整体的旋转和尺度变化正交展开并分别在笛卡尔坐标系上表示。最后,利用位移估计以及旋转和尺度估计的连续性,构造了一个五维特征描述符,并利用相位相关方法同时估计图像的旋转、尺度和位移变化量。在3种常见类型的异源图像匹配任务上进行的实验表明,文中的方法相较于当前其他先进的方法,在匹配正确率方面至少能提高4.5%,这突出了其在异源景象匹配领域的有效性。

巡飞弹因成本低、作战方式灵活,近些年在全球局部冲突中越来越多地投入使用,引起了广泛的关注。介绍了国外主要巡飞弹的发展现状,涉及美国、以色列等军事强国的产品,包括“弹簧刀”系列、“郊狼”系列、“立方体”系列、“柳叶刀”系列、“哈洛普”以及“英雄”系列巡飞弹,分析了国外巡飞弹的发展现状,并在低成本化、系列化、多平台投放、隐身化发展及集群作战等方面提出了今后的发展趋势。

基于云爆弹二次引信的作用历程,分析了云爆弹二次引信在弹道终点可能受到的冲击波、电磁辐射等干扰因素及其特征,从二次引信弹道设计、电路设计、结构设计等方面提出了抗干扰设计方法。通过静爆试验对比了二次引信独立设计和电缆线连接设计结构下二次引信的抗干扰能力,试验结果表明,采用独立结构设计的二次引信的抗干扰能力更好,二次引信在抛洒药柱爆炸之后能够在装订时刻输出正常点火信号;而采用电缆连接的二次引信出现了未能在指定时刻发出点火指令的问题,引信内元器件发生电学失效为炸药爆炸产生的电磁辐射通过场线耦合的方式进入引信导致的损坏;实验工况下引起的脉冲干扰电流持续时间可以达到百ns量级,峰值电流达到数十A,能够直接对引信单片机及接口电路产生损伤。

为进一步提高爆炸成型侵彻体战斗部的毁伤能力,采用理论分析、数值仿真和试验验证的方法,设计了一种爆炸成型箭形侵彻体战斗部。通过设计条形药型罩横行排布时的排布数量控制爆炸成型箭形侵彻体的成型效果,提高毁伤元的毁伤威力。以理论分析,建立物理模型,确定条形药型罩的罩横向排布数量,通过数值仿真验证设计方案可行性,进而制备出了条形药型罩横向排布数量为12的战斗部,并进行静爆试验,试验结果表明,单枚条形药型罩可成型为2枚爆炸成型箭形侵彻体,可穿透5 m处30 mm厚的Q235钢板。研究结论对爆炸成型毁伤元战斗部的设计具有重要意义。

动态炸点定位是毁伤评估的重要内容,爆炸声波由冲击波衰减产生,冲击波为超声速且有一定影响范围,因此炸点声定位的精度会受到爆炸冲击波的影响。为探究炸点定位过程中爆炸冲击波段对声定位结果的影响,基于爆炸冲击波压力衰减规律,构建了冲击波衰减为声波的波至时间-距离模型,并将该模型应用于基于时间到达差的定位方法中。以典型的布设方式为例,预设炸点和声传感器基阵位置,计算得到相应的波至时间。基于时间到达差(TDOA)的定位方式反演得到炸点相对于声传感器基阵的位置,比较反演位置与预设位置得到炸点的声定位误差。进一步通过调整预设的炸点位置以及装药质量,分析爆炸冲击波对声定位误差的影响。研究结果表明,装药质量和爆心距离是影响定位误差的主要影响因素;随比例距离增大,冲击波引起的定位误差呈现减小趋势,当比例距离大于18.45时,相对距离误差可降至1%以下。以期为炸点声定位的系统误差修正提供参考,提高炸点声定位的计算精度。

采用试验和仿真分析相结合的方法,研究了钨合金杆式穿甲模拟弹垂直侵彻陶瓷/铝合金复合靶板过程中,位置效应(改变弹着点)及界面效应(增加陶瓷层数)对靶板防护性能的影响规律。位置效应研究表明,弹着点位于距陶瓷边界0~30 mm范围内时,背板剩余穿深的变化幅度为17.38%;而弹着点位于距陶瓷边界30~50 mm范围内时,剩余穿深的变化幅度仅为2.54%,可认为此区域内靶板防护性能不再受弹着点位置的影响,即距陶瓷边界大于等于五倍弹径区域为靶板有效防护区。界面效应研究表明,同等厚度下3种不同结构(1 mm×40 mm陶瓷、2 mm×20 mm陶瓷和4 mm×10 mm陶瓷)复合靶板的剩余穿深分别为40.32 mm、47.47 mm和50.77 mm,即同等厚度下陶瓷防护性能随分层数量增加而降低。

为了满足先进旋转调制惯导系统对转位机构的高控制精度要求,以及弥补传统PI控制无法兼顾动态响应和稳态误差的缺陷,设计了一种结合了饱和校正的模糊-PI复合控制方法。该方法布置在传统三闭环控制中的位置环,以位置误差以及位置误差变化率为输入,通过不同状态下配置相对合理的控制策略,可以兼顾模糊控制和PI控制的优点,实现对系统的精准调节。同时,引入的饱和校正技术可以有效抑制PI控制器积分项的过渡累积,从而减少了控制器在长期运行过程中可能出现的累积误差,提高了系统的稳定性和控制精度。该控制方法在某型号平台式旋转惯导装置上表现出色,实际测试结果表明,系统的稳态精度可以稳定控制在±5″内,响应时间可以控制在5 s以内,可满足高精度转位控制的需求。

针对目前反导毁伤评估工作存在可信度不足的问题。通过向半实物系统注入外部拟合的姿态信息来复现导弹的飞行过程,从而在真实的弹目交会条件下实现毁伤评估工作可信度的有效提升。首先通过半实物仿真系统的弹道拟合,给出导弹模型在目标相对坐标系下的运动方程,然后根据制导误差分布概率、引信启动区分布概率和战斗部条件毁伤概率的经验计算公式,结合半实物弹目交会工况,归纳出了综合毁伤概率的确定方法,最后通过具体的实例进行了仿真计算,并对仿真结果进行参数特性分析和毁伤等级划分。研究结果表明,所建立的弹目交会距离、破片入射方位角与毁伤结果关系,以及毁伤效能评定表可在一定程度上预测该拦截弹的拦截结果,为后续军事作战决策提供支持和参考。

为提高多爆炸成型弹丸(MEFP)对装甲目标的侵彻效能,基于端面MEFP的设计理念,构建了一种端面组合式环向双层MEFP装药结构,可以对装甲目标实现多点位毁伤。利用LS-DYNA软件研究了辅罩厚度、辅罩曲率半径和辅罩跨度对MEFP战斗部成型效果和侵彻性能的影响。研究结果表明:当辅罩壁厚增大时,辅罩弹丸速度逐渐减小,中间辅罩弹丸飞散角逐渐减小,外围辅罩弹丸飞散角逐渐增大;当辅罩曲率半径增大时,辅罩弹丸速度逐渐减小,中间辅罩弹丸飞散角逐渐增大,外围辅罩弹丸飞散角逐渐减小;当辅罩跨度增大时,辅罩弹丸速度逐渐增大,中间辅罩弹丸飞散角减小,外围辅罩弹丸飞散角增大;该MEFP可贯穿15 mm厚45#钢靶,从而有效提高毁伤元的数量和毁伤面积。

为研究组合药型罩结构对聚能装药战斗部毁伤性能的影响,基于LS-DYNA软件的任意拉格朗日-欧拉(arbitrary Lagrangian-Eulerian, ALE)流固耦合算法,在验证了选用模型及材料参数有效性的基础上对单一EFP药型罩以及不同结构组合药型罩聚能装药战斗部侵彻体的形成以及侵彻体对靶板的毁伤情况进行研究。研究结果表明,在单一EFP药型罩的基础上添加顶罩形成的组合药型罩能够在聚能装药的作用下形成头部速度更大、构型更长的侵彻体;在顶罩底径及高度为0.2倍装药直径的条件下,顶罩锥角为30°时,组合药型罩形成的侵彻体头部速度相较于其他结构组合药型罩形成的侵彻体头部速度更大,侵彻体长度更长,但侵彻体直径最小,这与应力波在药型罩内部传播以及药型罩周边微元能否满足侵彻体变长情况有关。靶板在组合药型罩作用下的开坑孔径与通孔孔径正相关,开坑孔径、通孔孔径与侵彻深度负相关。在顶罩底径及高度为0.2倍装药直径的条件下,组合药型罩作用下靶板的的开坑孔径与单一EFP药型罩作用下靶板的开坑孔径相差不大;组合药型罩作用下靶板的通孔孔径约为单一EFP药型罩作用下靶板开坑孔径的0.17~0.2倍;组合药型罩作用下靶板的侵彻深度约为单一EFP药型罩作用下靶板侵彻深度的2.7~3.7倍。根据战斗部威力指标,通过添加合适结构的顶罩形成组合药型罩,可在保证开坑孔径的基础上提高战斗部的侵彻深度。

针对目前目标易损性评估存在的评估模型和方法及流程繁多杂乱、评估系统时效性和准确性差等突出问题,文中主要采用理论分析、举例说明等方法对其进行探讨,提出了目标易损性评估通用流程,主要包括目标特性分析、毁伤元特性分析、目标毁伤级别划分、目标关键部件分析、目标毁伤特性分析和目标易损性评估等方面。在此基础上,提出了包括目标特性子系统、战斗部威力及毁伤元特性子系统、弹目交会子系统、目标毁伤特性子系统、易损性评估子系统,以及前、后处理子系统和数据管理子系统等在内的目标易损性评估系统框架。将人工智能融入到评估系统中,以提高目标易损性评估系统的智能化水平。同时,各子系统应具有开放性,可按照统一的格式添加相应的内容,不断增强其标准化和通用性。

微加速度计由于其体积小、测量精度高等优点广泛应用于惯性导航等领域,基于光学测量原理的MOEMS(micro-opto-electro-mechanical system)加速度计不易受电磁干扰,拥有更高的测量精度,具有良好的发展前景。外界环境的变化会对微加速度计的性能产生不利影响,特别是环境温度的变化,高精度微光学加速度计的光腔长度对于温度十分敏感,从而导致探测精度下降,因此提升其温度稳定性势在必行。进行温度控制是降低微光学加速度计芯片热效应的最有效方法,针对所设计的三明治式芯片级封装的MOEMS加速度计,提出了一种基于遗传算法和模糊PID(proportional-integral-derivative)控制的闭环温度控制方案,设计温控电路并使用单片机作为主控芯片,确定被控对象模型后辨识传递函数,同时对系统温度控制参数进行调试整定。文中研究的三明治式微光学加速度计封装结构为温度控制提供了条件,基于模糊逻辑和遗传算法对PID控制参数进行优化的温度控制方案具有良好的控制性能,调节时间快,在理论上使温度控制误差有数量级的减小,有效降低高精度微光学加速度计芯片的热效应。该温度控制方案具有良好的鲁棒性,对其他具有小型半封闭结构的微传感器同样具有实际应用价值。

半球谐振子的动力学行为是半球谐振陀螺(HRG)功能的物理基础。针对目前国内半球谐振子动力学建模研究中普遍存在的缺乏具体参考来源,以及推导不严密甚至谬误等问题,详细推导了谐振子的动力学建模过程,总结了建模通用的学科背景知识,并梳理出了两大类常用的建模思路,以期为后续的进一步的研究和工程应用提供理论支撑。首先,对于半球谐振子动力学建模所通用的弹性薄壳理论进行了概括,包括描述应变和位移关系的弹性几何方程和将应变和应力联系起来的胡克定律;然后介绍了在早期理论研究中常用的基于达朗贝尔原理的建模方法,通过建立平衡方程以及载荷分析求解得到谐振子的二阶振动方程;最后介绍了由国外引入的基于拉格朗日力学的建模方法,通过计算谐振子整体的动能以及应变势能,并代入拉格朗日方程推导出谐振子的二阶运动方程,该方法在最近几年内也开始被国内的研究者所重视。

以高斯伪谱法为基础,考虑多段多复杂约束,提出了一种面向突防任务需求,通过罚函数法处理非全程飞行高度与飞行攻角约束的高超声速滑翔式导弹轨迹优化方法。通过仿真结果可以看出,初始状态约束、控制约束、过程约束与终端状态约束均得到了有效控制,且罚函数法处理突防任务段约束相较于常规分段约束法在约束量收束方面更具备优势,能够为后续设计工作保留更多的余量。此外,仿真结果还验证了该方法在不同射程、不同发射点高度和目标点高度条件下的有效覆盖能力。

为了提高复杂背景下红外小目标的检测能力,提出了一种改进加权增强局部对比算法(weighted strengthened local contrast measure,WSLCM)的红外小目标检测方法。在WSLCM的预处理阶段采用自适应曲率滤波在多尺度下对图像进行处理,抑制背景过程中保持真实目标不被淹没。在背景抑制计算中选取背景块中的灰度最大值作为背景估计,降低虚警率。同时引入目标增强因子与背景抑制因子,加强算法鲁棒性,消除背景噪声影响,增强对红外小目标的检测能力;通过嵌入式ZYNQ平台进行算法IP核定制,采用软硬件协同方式实现算法对特定场景下小目标的识别检测。实验表明,相比于传统WSLCM算法BSF和SCRG指标都有明显提高,连续帧检测率为93.2%,嵌入式平台检测效率比PC端提升17.6%,验证了算法和嵌入式系统的有效性。

随着现代战争场景的不断复杂化,传统的、仅适用于单一工作环境的巡飞弹已无法满足实际作战需求。跨介质集群巡飞弹凭借其卓越的多情境作战能力,将为现代军事领域带来革命性的变革。文中从巡飞弹的基础设计、跨介质飞行器的独特性能以及集群技术的智能化管理三方面进行了全面分析, 深入探究了跨介质集群巡飞弹的核心理论和技术。最后基于现代战争中装备、指挥及人员的新特点,对未来跨介质集群巡飞弹的发展趋势进行了展望。

为研究复合微下击暴流风场对轻小型固定翼无人机巡航段的影响,文中构建了Dryden大气紊流模型与微下击暴流风场模型,融合后得到复合微下击暴流风场,并以电动无人机为例,进行了六自由度刚体弹道模型仿真分析。仿真结果表明,所建立的复合风场具有较好的随机特性与典型的风切变特征,能够有效描述实际复合微下击暴流风场的分布及变化;在风场影响下,该电动无人机高度损失明显,在中心诱导速度为10~25 m/s时,损失高度达168~537 m;此外,无人机的航时、攻角、侧滑角以及动力余量等飞行参数亦发生了不同程度的变化。

针对不确定四旋翼飞行器系统的控制问题,提出一种基于自适应一阶滑模干扰估计器和二相组合函数趋近律的滑模鲁棒控制策略。将四旋翼飞行器系统分成2个全驱动子系统和2个欠驱动子系统,并采用适当的滑动面设计方法构造各子系统的滑动面。采用一种连续的自适应一阶滑模干扰估计器在线逼近各子系统的不确定性因素,并使用一种能够动态适应滑动面变化的二相组合函数趋近律,依次设计全驱动子系统和欠驱动子系统的滑模控制量。从理论上分析了闭环控制系统的稳定性和控制系统滑动面的收敛时间,仿真测试结果验证了所提出的滑模控制策略的鲁棒控制性能和控制器抖动削弱能力。

人工智能技术广泛运用于军事领域,显著提升了战斗效率,推动了军事技术的发展。文中对处于人工智能技术在军事领域研究和应用的领先地位的美国状况进行了详细讨论。具体针对人工智能技术在情报、监视和侦察、后勤支持、网络作战、指挥与控制、半自主和自主载具以及自主武器等领域的应用进行了深入分析,预测了未来人工智能技术在军事领域的发展趋势。最后指出对国内军事领域开展人工智能技术研究的指导和借鉴作用。

为分析长尾管固体火箭发动机的内部流动特性,编制微分内弹道程序进行发动机内弹道解算;同时采用自定义函数建立质量进口条件、动网格技术模拟燃面推移、欧拉-拉格朗日模型结合粒子随机游走模型,对无长尾与有长尾结构固体火箭发动机三维两相瞬态内流场展开对比研究,对比了发动机的性能,分析了长尾结构对气相流动特性与不同直径颗粒的运动分布的影响。分析结果表明:内弹道与流场仿真的发动机平衡压力基本一致。有长尾结构带来了沿程阻力损失,内部平衡压强要高于无长尾结构发动机压力,导致了装药燃烧加快,输出推力反而减小;燃气流经长尾区域流速增加明显,但粒子作用会导致轴线附近流速与温度的震荡,温度整体变化小,故此区域热防护应该重点考虑;由于惯性,粒子在长尾区域先汇集后发散,随粒径增加,粒子汇集区越靠前,散布程度越大,气流对粒子运动作用越小。

针对无人机的空中对准问题,在有卫星导航的情况下,基于改进OBA(基于优化的对准)对准算法提出了一种统一粗对准和精对准过程的自适应反馈对准算法。在OBA算法后的每一步都进入自适应卡尔曼滤波器进行传感器误差估计和载体系姿态补偿,系统直接输出载体的实时姿态,缩短了对准时间。利用Sage-husa自适应估计器矫正系统的观测噪声协方差矩阵,再构造自适应因子来矫正系统状态量的协方差矩阵,通过KF(卡尔曼滤波器)来估计传感器的误差量,由反馈通道补偿给观测矢量,不断迭代得到姿态角对准结果。设计仿真实验,对卫星导航给出的速度与位置信息存在未知随机误差的情况进行模拟,发现改进后的OBA自适应反馈对准算法有效提高了原OBA算法的对准精度和应用场景,航向角误差由79.45°降低到了-0.032°。文中算法与EKF(扩展卡尔曼滤波)的对比实验,发现文中算法俯仰角与航向角收敛时间较EKF算法缩短了30 s左右,EKF算法收敛后,文中算法误差比EKF算法小2.203°。文中给出算法在量测噪声未知的大失准角初始对准中更有优势,能够应用于大机动飞行器的空中初始对准。

针对传统末敏弹落点不可控、打击精度不足的问题,提出了一种基于翼伞的末敏弹落点控制技术,采用翼伞代替传统降落伞,实现其落点的精准控制。基于所提出的伞-弹系统,设计了一种基于自抗扰控制技术的伞-弹偏航角精准控制器,并抵消外界风场造成的干扰,弥补末敏弹初始位置误差,实现系统的精准自主操纵。基于上述分析,搭建了伞-弹系统,并进行了实际空投试验。在空投试验中,伞-弹系统的最终落点误差在30 m以内,空中水平最小误差在4 m以内,证明了所提出算法的有效性,为灵巧弹药的设计提供了一种新的思路。

基于破片球形靶试验、破碎性试验等测试数据,利用破片初速经验公式、速度矢量合成公式,开展破片对地面作战人员杀伤概率计算,得到杀伤面积随落角、落速、爆高等因素的变化规律。落角较小时,破片杀伤概率地面等值面呈C形结构。随着落角增加,C形结构开口逐渐减小,并最终合拢成为环形。破片杀伤面积受落角变化影响较大,受落速、爆高因素影响相对较小。在爆高不变的情况下,杀伤面积随落速增加变化不大,但在落角为80°、落速为550 m/s时出现峰值;在落速不变的情况下,杀伤面积随爆高增加呈现先增加后减小的趋势。

针对翼型橇终点效应试验攻角控制问题,采用基于耦合流场数值模拟方法与刚体六自由度运动方程的被试品飞行攻角工程预示程序,获取了弹-橇分离过程中被试品攻角和特征位置处弹-橇相对位置与飞行时间、距离的关系,分析了地面效应、橇体气流扰动作用下被试品气动力矩变化趋势,研究了预置攻角、分离速度、轨道参数对分离过程中被试品压心位置及攻角变化的影响规律,为翼型橇弹-橇分离方案优化设计提供技术支持。

针对多弹协同打击敌方空中目标问题,推导了基于滑模控制理论与人工视场法的多弹多约束三维协同制导方法。首先,根据弹目相对运动关系,在视线坐标系下建立了三维弹目相对运动非线性模型。然后,以多弹剩余飞行时间为协调变量,基于有限时间一致性理论设计了多弹视线方向制导律,实现了多弹对目标的协同打击。在此基础上,通过滑模控制理论设计了多弹视线法向制导律,使多弹能够以既定视线角命中敌方目标,并根据滑模面收敛特性,自适应更新滑模参数,降低了滑模参数选取复杂度。此外,考虑目标机动信息难以获取问题,设计了扩张状态观测器实现对目标加速度信息的高效预估。最后,结合人工势场法思想,设计了多弹规避控制指令,实现多弹飞行过程中对规避区等约束的有效规避,仿真结果验证了所提制导方法的有效性。

对于导弹精确制导任务,提出一种基于GA-BP(genetic algorithm,GA;back propagation,BP;GA-BP)最优前置角的分段改进滑模控制算法。首先针对固定前置角滑模控制依赖前置角数值且难以预先确定的问题,建立了一个GA-BP神经网络,用于估计具体任务模型下的最优前置角。然后根据剩余时间的估计值设计分段滑模趋近律,得到分段改进滑模控制算法,以期提高制导控制过程的鲁棒性。进而构成完整的基于GA-BP最优前置角的分段改进滑模控制算法。最后对算法进行了仿真分析,结果表明:相较固定前置角的滑模控制算法,本算法平均可以减少约5%的任务时间和12%左右的总体过载,最高可以减少30%的任务时间,具有更高的优越性。

为提升聚能装药战斗部的侵彻能力,提出了一种隔板-药型罩贴合式聚能装药结构。为探究药型罩结构参数对射流头部速度及射流侵彻能力的影响规律,采用 LS-DYNA 有限元软件对隔板-药型罩贴合式聚能装药结构进行数值模拟分析。研究结果表明:射流的极限侵彻深度随药型罩圆柱部宽度的增大先增高后降低,随药型罩圆柱部高度的增加而增高。在炸高为2.5倍装药直径的情况下,药型罩圆柱部高度为14 mm,圆柱部宽度为18 mm可以实现最优侵彻效果,对45#钢靶的极限侵深为478.1 mm,触靶速度可达13 650 m/s。

为满足远程火箭子母类弹药后续流程对降低飞行速度的要求,对采用本体实现减速的方案进行了研究。首先选取一种实现本体减速方案的典型结构,计算主要气动参数,并分析了气动特性。然后采用四元数方法建立了弹道模型,通过弹道数值仿真,分析了弹道特性。最后对本体减速方案的机理进行了研究,提出了优化设计的方法:对于典型结构的本体减速方案,将质心位置设计在速度200 m/s,攻角90°或270°处的压心位置,减速效果最好。

以全弹毁伤增强为目标,针对固体火箭发动机爆轰形成破片为自然破片,成型效果较差的问题,开展燃烧室壳体刻槽研究。由横向刻槽圆筒、纵向刻槽圆筒、横纵刻槽圆筒、横纵刻槽燃烧室壳体的研究顺序,分析了不同横槽、纵槽和横纵槽刻槽参数对破片成型的影响,获取适用于大直径薄壁发动机燃烧室的壳体刻槽参数,对得到的刻槽参数进行毁伤威力分析。结果表明: 在大直径薄壁圆筒的前提下,刻槽间距大于3倍壁厚可形成规则破片,刻槽间距的增加虽然会减少破片数量,但单破片质量增加,有更高的毁伤范围。槽深与槽宽参数较为接近战斗部刻槽参数,且横槽槽深会极大影响预控破片的生成,但过深的刻槽将会超过发动机壳体的安全范围,故横槽槽深可选范围较小。研究结论可为弹箭推进毁伤一体化设计提供参考依据。

半主动激光探测制导和红外成像制导结合使用能够获得主被动探测模式,提升导引头的全天候探测能力、抗干扰能力和目标捕获跟踪能力。激光红外复合制导导引头中光学系统的性能直接影响制导武器系统的探测距离、目标识别和命中精度。若复合导引头采用分离孔径式光学系统,每一个通道采用单独的光学结构和探测器,较容易实现,但会带来空间配准等方面的问题,并且系统体积和质量较大。文中采用共孔径光学结构,考虑激光(1.064 μm)和红外(8~12 μm)光谱波段的透过率,通过焦距匹配方法共用整流罩和一片高透过率透镜完成复合光学设计。激光信号通过整流罩和第一片透镜聚焦,被位于孔径中心的平面反射镜反射到镜筒侧面,由四象限探测器接收。红外光信号经孔径外围通过,由包含衍射透镜的三片透镜成像到非制冷焦平面探测器上。整个光学系统经过-45~60 ℃无热化设计,光学系统整体结构简单紧凑、体积小,总长小于86 mm,口径小于62 mm。此光学系统设计可以应用于激光红外复合制导火箭弹、导弹等武器平台,为高效费比的高技术战争提供技术储备。

针对现有算法特征学习能力欠佳、检测精度不高、计算量大等问题,提出一种基于YOLOV5s改进的多尺度目标检测算法AEM-YOLOV5(AFPN-EMA-MPDIoU-YOLOV5)。首先,在颈部网络引入AFPN渐进特征金字塔网络,以渐进的方式融合图像底层详细信息和顶层高级语义特征,增强了网络特征融合效果;其次,在每个检测分支前增添EMA注意力机制模块,跨空间聚合像素级特征,提高了复杂场景下对多尺度目标的关注程度;最后,使用MPDIoU替代YOLOV5原有C_IoU边界框损失函数,解决了预测框宽高比相同但绝对值不同时C_IoU退化的问题,使回归结果更为准确。实验结果表明,改进后算法在RSOD数据集上P_mAP50达到94.5%,FPS达到42 frame/s,模型大小为14.8 MB。与现有算法相比,改进后算法性能显著提升,可满足军事目标检测的实时性要求、模型轻便。

针对某型直升机载导弹方案设计阶段续航发动机点火时间的确定问题,搭建优化模型,考虑弹体稳定性及飞行时间约束,对其续航发动机点火时间进行优化,使导弹进入末制导段时可用机动过载最大。优化结果表明,Hooke-Jeeves、ASA两种优化算法得到的结果基本一致,在保证导弹稳定性及飞行时间约束下,将续航发动机点火时间优化至30.1 s左右,使导弹进入末制导时速度增大4.3%,增大了导弹末端的机动过载。

为了给引信外弹道环境分析提供参考,应用FLUENT仿真软件对大口径旋转稳定动不平衡底凹弹的气动特性进行数值模拟,得到该弹丸全弹道气动参数,并利用1stOpt软件拟合得到了其与动不平衡角和马赫数的函数关系。研究发现:动不平衡角对阻力系数的影响在2%内;升力系数、翻转力矩系数和极阻尼力矩系数均与弹丸动不平衡角线性正相关;马格努斯力系数和马格努斯力矩系数则与弹丸动不平衡角线性负相关;当动不平衡角为1°时,相比于无动不平衡角,极阻尼力矩系数增大约2~4倍。