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%.

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。

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。

火星上升器(Mars ascent vehicle, MAV)发射作为火星表面起飞进入环火轨道的第一步, 是火星采样返回任务中的关键。MAV倾斜热发射过程力热冲击严重, 燃气流动结构复杂, 因此设计火星上升器倾斜热发射系统时, 必须充分考虑发射过程中复杂的力热效应。采用计算流体力学方法, 对火星表面MAV倾斜热发射过程的力热冲击效应进行数值模拟研究, 并与地球表面环境发射过程对比。研究表明, 火星表面MAV斜热发射过程上升器表面最高温度达到2 868 K;发射平台最高温度为2 908 K;MAV出筒过程中, 发射平台抬头力矩逐渐增大, 在火星低重力环境下, 发射装置容易倾覆。火星、地球表面环境倾斜热发射过程差异大, 相比于地球表面热发射过程, 火星表面MAV发射过程更加稳定, 但对平台和上升器力热冲击更加恶劣。

针对导弹液压起竖系统非线性动力学建模困难, 且存在机械与液压动态不确定性的现实问题, 提出一种增量非线性动态逆控制方法。该方法弱化了对复杂液压非线性模型的依赖, 具备良好的鲁棒性, 且控制器设计简洁高效、结构清晰。首先建立阀控缸驱动下的系统动力学模型, 并通过反步法构造液压通道的虚拟控制律;随后利用一阶泰勒展开对液压非线性动态进行解耦, 设计增量非线性动态逆控制器跟踪虚拟控制律, 实现导弹起竖轨迹的精确控制。通过Lyapunov方法证明了对比仿真闭环系统的稳定性及所提控制器的有效性。

为解决常规测试方法难以准确测试弹丸膛内整个运动区间过载, 以及电磁发射中强电磁环境对弹载测试器件干扰的问题, 提出了一种适用于电磁轨道发射方式弹丸膛内过载的测试方法。首先, 基于电磁发射技术膛内过载可调可控的技术优势, 提出了通过控制电流波形为平顶波建立“恒过载”加载区间测试弹丸过载的测试原理。其次, 建立了电磁轨道发射弹丸过载测试方法, 通过控制电流加载波形和改变电流幅值的方法建立过载和电流对应关系, 由电磁发射试验测试得到的加载电流和对应关系间接得到弹丸膛内过载。最后, 开展电磁发射试验, 对常规测试方法和新原理测试方法进行对比, 结果表明:新方法能够完成弹丸膛内整个运动过程过载加载历程测试, 能更真实地反映弹丸克服静摩擦力后启动开始运动的过程, 既满足电磁发射弹丸膛内过载测试需求, 也避免了强瞬态电磁干扰对测试造成的影响。

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。

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。

在运载火箭的热发射过程中, 火箭发动机产生的高温高压燃气会对导流槽造成明显的高温烧蚀作用。为了实现运载火箭发射过程中导流槽的热防护, 针对带有两个助推级的运载火箭的发射过程, 基于耦合Mixture多相流模型和Lee模型的计算流体力学方法, 分析以不同的喷水速度向单面导流槽表面喷水过程中流场的变化。结果表明, 向导流槽喷水可有效抑制燃气反溅现象, 大幅缩小导流槽表面高温区的分布面积, 对导流槽起到良好的保护作用。在喷水速度较小时, 导流槽表面最大温度发生振荡;随着喷水速度的增加, 导流槽表面最大温度振荡程度逐渐减弱至消失, 导流槽表面最大温度随之降低, 最大汽化速率随之上升。向燃气射流喷水会改变流场形态, 喷水位置不同会导致燃气射流轴线上物理参数的分布情况不同, 水射流直接冲击燃气射流轴线的降温效果更好。该结论可为运载火箭发射过程提供一定参考。

针对现有研究尚未系统揭示道路病害对无依托发射系统动态响应的科学问题, 基于地下空洞病害道路与无依托机动发射系统动力学模型, 分析了空洞空间分布对耦合系统的影响。结果表明:空洞病害使得道路发生脆性断裂, 道路最大弯沉值增大23.5%。但导弹初始扰动因道路破坏减小21.5%。当空洞沿纵向偏移时, 道路最大弯沉值先增大3.36%后逐渐减小;当空洞沿车尾方向偏移时, 导弹初始扰动先增大42.1%后逐渐减小;当空洞沿车头方向偏移时, 导弹初始扰动单调递减了28.95%。当空洞沿横向偏移时, 最大弯沉值先增大14.33%后减小22.76%, 导弹偏航角速度由0.001°/s先增大到-0.091°/s后减小到-0.049°/s。空洞深度参数对耦合系统的影响较小, 随着空洞尺寸的增大, 道路最大弯沉值增大47.65%, 而导弹初始扰动因道路破坏先减小21.8%后逐渐增大。

滚动直线导轨以其精密导向与动态稳定特性广泛应用于火箭导弹武器发射传动系统, 因功能适配性差异, 同一发射系统涉及多套滚动直线导轨。为实现不同用途、不同型号滚动直线导轨的高效建模、简化设计工作、加快产品设计迭代周期, 针对滚动直线导轨的设计和建模过程, 提出结合动静态特性仿真分析结果和工程师设计经验的双驱动参数化设计体系, 提取影响部件性能的关键结构参数, 基于Python语言对Abaqus有限元软件进行二次开发, 以多款型号滚动直线导轨为例, 建立导轨副参数化建模方法。典型测试案例结果表明:基于双驱动参数化设计体系, 通过Python-Abaqus的参数化建模方法, 建立几何参数可改的参数化模型, 实现用时4 s内建立几何误差小于0.3%的导轨副三维模型。

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。

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。

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。

针对导弹离开发射筒矩阵过程中, 发动机燃气气流对周边发射筒易碎前端盖的影响, 建立了三维仿真模型, 利用动网格方法, 模拟弹体运动, 对周边前端盖的表面瞬态流场进行数值仿真计算。通过分析气体流线和流场云图, 得到导弹运动过程中, 发动机膨胀压缩波系的发展对前端盖表面气流流向和压强分布的影响。根据不同时刻前端盖内外压强差的变化, 结合试验得到的压强差安全范围, 辅助判断前端盖是否会提前破裂, 并通过改变临近发射筒之间的距离, 计算前端盖内外压强差的变化幅度, 得到发射筒之间的安全距离, 为前端盖的结构优化设计和多个发射筒单位的排列方案提供仿真预测和数据支持。

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。

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。

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。

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。

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。

对搭载于空基平台的筒装导弹, 装备传统平面密封膜的发射筒存在气动阻力大、破膜后飞溅物威胁飞行器安全的问题。针对该问题, 研究了椭球型整流罩长径比和飞行器巡航速度对其气动特性的影响规律, 建立了整流罩气动力矩和转动角度增量的关系;基于双臂扭簧模型设计了串列扭簧整流罩机构, 建立了整流罩适配器接触力关于接触点参数的解析模型, 辨识得到最优接触点及最小接触力。在此基础上, 提出一种具备低气动阻力、无破损张开、低接触力和可自动复位的多功能整流罩机构设计方法。虚拟样机分析表明, 适配器动态接触力为224.0 N, 机构自动复位时间为17.7 ms, 结果合理可行, 该方法对空基平台搭载的筒装导弹发射筒整流罩设计具有重要借鉴意义。

一体化弹弹托的快速分离特性对弹丸射击精度具有重要影响, 是弹托的主要设计要求之一。为提升弹托分离性能, 基于六自由度方程和URANS方程发展了适合弹托分离计算的非定常CFD方法, 并基于Kriging模型和遗传算法构建了弹托迎风窝外形代理优化框架。采用16度压缩拐角算例, 通过与实验值对比, 验证了文中CFD方法的可靠性。通过代理优化方法得到了优化后的弹托迎风窝外形, 并对比基准弹托进行了流场和分离特性分析, 揭示了优化弹托分离性能得以提升的气动机理。结果表明, 分离过程中优化弹托贴近弹丸的内表面压力衰减量显著小于基准弹托, 迎风窝的表面压力与基准弹托基本持平, 因此, 优化弹托的整体分离力显著增加, 分离横向位移提升14.86%, 分离俯仰角提升13.75%, 分离性能显著提高。

液体推进剂晃动会改变火箭质心并对贮箱产生动态载荷, 不利于发射稳定性和安全性。针对液体火箭多级活塞筒偏心弹射过程中的姿态偏移与液体晃动耦合问题, 运用有限元-光滑粒子流体动力学方法(FEM-SPH), 建立了液体火箭及其发射系统流固耦合模型, 模拟分析了液体火箭多级活塞筒偏心弹射全过程, 探究了液体火箭适配器数量及空间分布对火箭初始扰动、火箭贮箱受力及适配器自身受力特性的影响。结果表明:液体火箭偏心弹射诱使火箭偏航角偏移, 弹射过程火箭氧化剂贮箱所受的侧向晃动载荷高于同级燃料贮箱, 位于火箭上部的第一道适配器受力变化更显著。适配器上疏下密分布时火箭偏航角和适配器受力变化最大, 适配器上密下疏分布时各贮箱受到晃动力峰值最大。适配器由四道增至六道可使火箭弹射偏航角减小26.9%, 各贮箱所受侧向晃动力峰值平均降低24.1%, 第一道适配器受力变化量减小34.6%。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

针对火箭弹发射时产生的燃气射流对发射系统造成较强冲击, 可能对发射系统造成较大损害问题, 以不同高低射角下火箭弹尾流场为研究对象, 基于计算流体动力学方法, 采用有限体积法进行数值离散, 建立不同高低射角尾流场数学物理模型。在高低射角调整范围内, 选择0°、5°、15°、28°、38°五种角度进行仿真模拟。通过分析射流速度和压力等参数分布随射角及时间变化, 得到不同射角下射流发展规律;通过分析壁面压强分布及最大压强变化情况, 得到不同射角下射流对发射平台冲击效应变化规律。研究结果表明:随射角增大, 壁面压强整体有升高趋势;射角大于15°后, 壁面压强会有较大提高幅度;发射平台各位置受射流冲击影响程度不同, 需采用不同防护策略。本研究为发射平台防护设计提供了理论支撑。

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。

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。

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。

为深入研究导弹空中弹射工况对折叠舵展开过程的影响, 针对一种无机械限位结构的扭杆式折叠舵, 首先采用ADAMS分析其动力学响应。然后通过高速摄影对折叠舵地面展开试验进行观测, 获得折叠舵真实的结构动力性能, 并根据实验结果修正动力学仿真的模型参数。考虑空中弹射工况下弹体姿态变化对折叠舵展开过程的影响, 通过地面弹射试验测量得到弹射装置对弹体的弹射力, 采用CFD仿真计算舵面在机腹复杂流场环境下展开过程中受到的时变气动力, 建立了包含弹射装置弹射力及气动阻力的折叠舵展开动力学模型, 分析了不同外舵解锁时刻及气动力拉偏工况下的舵面展开失败风险。最后根据仿真结果给出了外舵解锁时刻的合理设计范围, 为折叠舵的工程设计和应用提供了参考。

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。