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。

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。

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。

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。

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。

针对现有的弹道落点预测方法误差大和气象变化适应不足的问题,建立了包含气象条件的弹道数据集,并提出了一种基于自注意力层的CNN-BiLSTM-BiGRU弹道落点预测方法。在所构建的组合模型中引入自注意力层和残差连接,加强模型在处理输入序列时动态关注不同时刻信息的能力,缓解网络中的梯度爆炸问题。采用多维时间序列数据的输入表示方法,结合历史弹道轨迹数据和目标特征等信息,减小弹道落点预测误差。仿真结果表明,基于自注意力层的CNN-BiLSTM-BiGRU网络模型的预测效果优于其他模型,射程预测的最大误差占真实值的0.156%,横偏预测的最大误差占真实值的5.904%。文中研究为弹道落点预测领域提供了重要的参考依据。

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。

火箭导弹发射分离涉及的气动载荷、多体运动以及接触碰撞是影响发射分离可靠性的重要因素。为采用数值方法分析这类流动运动耦合状态,对基于虚接触的发射分离流动与碰撞耦合模型进行深入研究。耦合模型从瞬态流场数值模型出发,引入考虑多体六自由度运动(6-DOF)的动力学模型,进而采用虚接触表征的接触动力学模型考察多体接触碰撞载荷,获得多种载荷作用下的物体运动和流动耦合状态。结合应用实例的分析表明,虚接触方法能够有效模拟发射分离的流动、运动以及碰撞耦合状态,可为同类分析提供参考。

通过气动热和结构热响应计算对火箭弹控制舱的温度进行了预测,并通过飞行试验进行了验证。首先,选取弹道特征点并进行转捩判断,通过计算流体力学和工程计算方法相结合得到火箭弹飞行的气动热环境;然后,基于有限差分方法,得到火箭弹控制舱处防热结构的温度响应;最后,将数值计算结果同飞行试验数据进行对比分析。结果表明,数值预测的火箭弹控制舱内壁最高温度比飞行试验值高5.6%,文中的数值预测方法可用于火箭弹的防热设计。

发射筒解锁装置特性关系到飞行器发射系统工作甚至影响飞行任务的成败。为研究意外点火工况下贮运装置解锁特性,以发射筒典型杠杆式锁紧机构的纵向锁为研究对象,采用非线性显式数值试验方法建立纵向锁断裂模型,结合验证试验分析纵向锁解锁特性。研究表明:在发动机实际产生的轴向推力作用下,插销尾部螺纹发生破坏失效,并向外挤出插座减少接触,通过纵向锁断裂破坏实现解锁;基于数值试验推导了纵向锁临界作用力为27 kN,在实际工况下安全裕度为11%,结合模拟弹加载试验得到了纵向锁实际拉断工况,验证了数值试验的可靠性。研究结果可为贮运装置意外事故安全性分析提供理论参考。

为研究影响大口径舰炮弹丸垂直装填惯性卡膛过程的因素,利用显式动力学有限元数值模拟和多体动力学仿真方法,并结合试验数据分析对比,综合考虑卡膛速度、铜带宽度、铜带外径、动摩擦系数以及入膛速度与卡膛速度的关系,得出了上述因素对卡膛结果的影响规律。研究结果表明:建立的基于显式动力学数值模拟方法可较好模拟弹丸卡膛过程,仿真结果与试验结果一致;影响卡膛深度和卡膛力的主要因素是卡膛速度与铜带宽度,而卡膛过载主要取决于卡膛速度的大小;为确保弹丸以最大偏移姿态完成卡膛的可靠性,弹丸的入膛速度应不小于6.35 m/s。

为研究负泊松比内凹星型(RES)、内凹圆弧星型(RECS)蜂窝夹芯板的抗低能冲击性能,通过商业软件ANSYS/LS-DYNA建立了含复合材料层合板、ABS蜂窝的蜂窝夹芯板有限元模型,数值方法分析了半球头圆柱冲头分别在10 J,15 J,30 J的低冲击能量下,面外、面内冲击蜂窝夹芯板的冲击响应。分析对比了不同冲击条件下冲头位移-时间历程、冲头接触力-时间历程以及蜂窝夹芯板的吸能占比。仿真结果表明,在相同的冲击条件下,RECS蜂窝夹芯板损伤深度均大于RES蜂窝夹芯板,并且在面内冲击时差异更加明显;但相同条件下,冲击RECS冲头拥有更低的反弹速度,即RES蜂窝夹芯板比RECS蜂窝夹芯板具有更好的抗冲击性能,但RECS具有更好的吸能性能。

针对大长径比固体火箭发动机地面试验中出现的分段不稳定燃烧现象,通过声腔频率分析获取其燃烧室压强振荡频率分布范围,从声-涡耦合及推进剂燃烧响应角度分析了两段燃烧不稳定现象的主要因素,设置对比试验,对比同一装药构型、不同推进剂配方发动机出现的燃烧不稳定现象,结合起振初期、中期与结束时刻的燃烧室声腔模态、燃烧室流场涡结构计算结果以及T型燃烧器压强耦合响应函数测试结果判定:发动机工作初期产生的不稳定燃烧现象是由于燃烧室装药构型导致的旋涡脱落频率与燃烧室声场频率相近产生耦合增益,诱发燃烧室压强振荡;发动机工作至末期,其不稳定燃烧频率不同于初期的频率范围,存在多倍频等特征,该段不稳定燃烧是由于推进剂燃烧响应引起的。从地面试验中发生的两段不稳定燃烧结果开展分析,为固体火箭发动机的优化设计与工程设计中有效规避此类问题提供参考。

固体火箭发动机喷管喉衬需要承受高温、高压燃气的烧蚀、冲刷,其喉径变化率在整个工作过程中极有可能是非线性的,目前国内外在喷管烧蚀方面研究主要集中在数值模拟分析及喷管本体烧蚀试验方面,缺乏对喷管烧蚀过程与发动机总体性能之间联系的研究。文中基于差分进化算法和径向基函数神经网络,建立了一种基于固体火箭发动机试验测试曲线的发动机喷管喉径烧蚀率计算方法。基于固体火箭发动机地面静止试验结果,获得了发动机喷管喉径烧蚀率随发动机工作时间的变化曲线。研究结果表明,发动机喷管喉径烧蚀率在发动机工作前期较小,随着发动机工作时间增长而逐渐增大,喉径在发动机工作过程中会逐渐升温,从而导致喉衬烧蚀率逐渐增大,在一段时间后喉衬温度变化趋于稳定,喉衬烧蚀率保持在0.2 mm/s,而随着喉衬表层烧蚀完毕后底层漏出,烧蚀率又会逐渐升高。

发射药的装药质量是影响火炮武器作战性能的关键因素,而炸药粉末多为混合粉末。为了提高大长径比混合粉末柱体的等静压成形品质,采用连续体塑性理论描述柱体成形过程的力学行为,分别使用Shima-Oyane模型和Ogden模型作为粉末柱体和橡胶包套的材料本构模型,借助非线性有限元软件MSC.Marc建立了大长径比柱体等静压成形仿真模型,基于该仿真模型探究了柱体的成形机理,对比研究了等静压工艺参数对柱体成形质量的影响规律。结果表明:所建立的仿真模型能很好地反映柱体等静压成形特点;等静压最大压强和最大压强保压时间是影响柱体成形品质的关键因素,当压强达到240 MPa并保压超过400 s时,柱体整体相对密度达到了97%以上,密度分布差在0.5%以下。实验结果验证了仿真分析结果的准确性,长径比约5∶1的柱体达到了较高的工艺标准,满足了工艺需求。

针对电动舵机需要适应模型的不确定性、系统的多种非线性因素、使用环境的复杂性等要求,提出了以速度环、位置环实现通用的鲁棒控制方法。速度环控制器设计采用零极点相消原则,实现系统极点的重新配置,保障了速度环性能优良且始终保持稳定;位置环控制器使用H_∞混合灵敏度优化设计方法,满足系统鲁棒稳定性要求的同时,保障了闭环系统的控制性能;应用模型降阶中的平衡截断法,去除对系统响应贡献较小的自由度,保留主导模式,保障系统性能,简化位置控制器。经设计和仿真验证,系统在全面满足指标的前提下,同时具有较好的鲁棒性。折算到电机轴上的转动惯量在(2~6)倍变化时,用二阶到五阶位置控制器仿真,四种控制器位置闭环伯德图中,高频稍有变化,带宽优于20 Hz;位置闭环单位阶跃响应无超调,上升阶段有区别,调节时间优于50 ms。