地月空间任务正迈向长期驻留与资源开发阶段,对定位、导航与授时(Positioning,Navigation and Timing,PNT)技术的自主性、高精度与强韧性提出更高要求。针对现有技术碎片化、弹性设计不足等问题,研究结合国内外深空探测需求,梳理地月空间PNT挑战与人工智能(Artificial Intelligence,AI)赋能现状;从智能导航感知与多源数据融合、自适应智能决策与容错、天地月协同弹性架构三个维度构建智能PNT技术体系,明确核心路径与耦合机制;展望多模态大模型、边缘计算等发展趋势,提出相关发展建议。研究表明,智能技术的深度融合应用是地月空间弹性PNT体系发展的关键,所构建体系可为我国下一代综合PNT体系建设及月球科研站、载人登月等任务提供理论参考。
为了进一步提高固体发动机性能预示精度,提出了一种基于参数-模型耦合的固体发动机内弹道性能预示方法。首先,针对经典固体发动机零维内弹道性能预示结果与发动机实际工作结果的差异,对发动机性能预示偏差影响因素进行了分析,确定了预示偏差关键影响因素;然后,依据各影响因素的特点,分别通过引入性能预示待定参数和建立性能修正模型来表征其影响,并以此为基础提出了耦合预示框架;最后,分别以单室单推、单室双推固体发动机性能精确预示问题为例,基于试验数据开展了发动机内弹道性能预示及分析。结果表明,本文提出的性能预示方法不仅可以显著提升固体发动机推力、压强等宏观内弹道性能预示精度,还可以实现对燃面、喉径、燃速等细观参数精确预示,实现发动机推力、压强预示偏差不大于1%,质量流量预示偏差不大于0.1%,可支撑发动机工作过程分析。
针对飞行器集群和机动目标,研究一类带有输入约束下的飞行器集群智能协同微分对策制导问题。首先,根据主-从式协同制导架构,建立了领导者-跟随者高阶非线性制导模型,结合微分对策思想设计出智能协同最优制导策略;其次,基于自适应动态规划(ADP)算法建立评价神经网络,给出自学习在线求解方法,并利用Lyapunov稳定性理论和不变集原理,证明了闭环系统的稳定性和评价网络权值的收敛性;最后,通过仿真验证了协同制导方法的有效性,其中飞行器集群最大脱靶量小于0.1m,最大打击时间差小于0.5s,体现了对目标的精准协同打击。
针对传统干扰抑制算法在复杂电磁环境中依赖干扰参数精确估计、对不同干扰类型需分别设计处理策略、泛化能力弱等不足,本文提出一种基于时频图像输入的U-Net干扰抑制算法。该算法利用U-Net网络在图像特征提取与端到端学习中的优势,将接收信号的短时傅里叶变换时频图作为网络输入,通过编码-解码结构与跳跃连接实现对干扰分量的精准定位与有效抑制,同时最大程度保留目标信号的原始特征。在单音干扰、多音干扰、窄带干扰及线性调频干扰这四种典型弱干扰场景下,将本文算法与传统频域抑制方法及残差网络抑制方法进行对比。结果表明,所提U-Net算法在不同干扰类型下均表现出最优的误码率性能,相较于传统算法可获得约1dB的性能增益,相较于残差网络亦有约0.5dB的提升,且在信干比为0dB与5dB条件下均保持稳定,验证了算法在弱干扰环境下的强鲁棒性与良好的通用性。
针对存在参数不确定与外部干扰的四旋翼无人机跟踪控制问题,提出了一种自适应抗饱和防奇异指定时间预定性能控制方法。首先,设计了自适应抗饱和防奇异指定时间预定性能函数,通过该函数设计参数的选择实现了系统暂稳态性能态要求,使跟踪误差在任意指定时间Tρ内收敛,通过调节设计参数b,有效避免了执行器饱和,无需额外抗饱和补偿器;其次,设计了自适应调整项,确保跟踪误差始终约束在预设范围内,避免了系统因突变扰动引发奇异性问题,并且采用自适应方法巧妙地解决了系统参数不确定性与未知外部干扰的问题;接着,提出了事件触发控制机制,降低了通信和计算负担,减少了系统能耗。最后,基于李雅普诺夫稳定性理论证明了所设计控制方法的有效性,并且通过仿真验证了所提控制算法的有效性和优越性。
高超声速导弹、无人战斗机等新质高机动目标机动能力与导弹基本均势,即导弹机动能力不超过目标机动能力的1.2倍,此时采用传统制导方法极易使导弹末端过载持续饱和导致拦截精度显著下降。针对上述问题,本文提出一种拦截均势机动目标的最优制导律。通过引入相对参考系的建模方法,提出考虑动力学延迟的目标机动的最优均势补偿策略,克服了增强型比例导引等传统制导律因预先假设目标机动形式易欠补偿或过补偿而导致需用过载高的缺陷。基于该策略构造均势拦截的末端约束条件,利用相对系下的运动学推导两阶段最优制导控制一体化方法。其中第一阶段制导律基于距离最短指标函数设计,可最速消除指向误差,收敛至均势拦截约束;第二阶段制导律采用过载二次型最优指标,以最低需用过载抵消目标机动和内回路延迟的影响,实现对高机动目标的末端均势拦截。对比仿真结果表明,所提出制导律相比现有最优制导方法可大幅降低拦截需用过载,提升末制导拦截精度。
大质量动能块高速冲击可有效引爆导弹战斗部内部装药,是防空反导的重要技术手段。为提升对战术弹道导弹的拦截能力,揭示动能块对带壳装药的冲击起爆规律,掌握高能炸药装药冲击起爆阈值,开展动能块对带壳高能炸药装药冲击起爆效应仿真研究。首先,基于已有文献和目标特性分析设计带壳装药靶标,考虑HMX基高能炸药的广泛应用,装填HMX和PBX-9404两种高能炸药,其迎弹面为厚度10~40mm的4种典型厚度钢,选择合理材料模型参数,构建冲击起爆效应数值仿真模型;然后,通过数值仿真模拟带壳装药在钨合金块高速冲击下的响应,获得着角0°~80°下装药冲击起爆速度阈值;基于仿真结果分析不同着角及壳体厚度下装药的起爆阈值变化规律,构建冲击起爆速度阈值计算模型。研究结果表明:HMX炸药冲击起爆速度阈值呈现两个阶段,当着角小于50°或壳体厚度小于30mm时维持在1175~1525m/s之间,当着角或壳体厚度继续增加时增幅剧烈增大至接近300%;PBX-9404炸药冲击起爆速度阈值在35~1475m/s之间,随着着角和壳体厚度的增加而增大,着角大于50°后增幅显著提升至200%,与壳体厚度增加近似线性相关;构建冲击起爆阈值速度预测模型,对HMX和PBX-9404炸药的拟合相关系数R2分别达到0.93和0.90。研究结果可为拦截型反导战斗部设计提供支撑。
针对不敏感弹药安全性测试中高超声速破片姿态持续变化导致阻力系数难以预测的问题,提出了一种基于物理信息神经网络的阻力系数预测方法。飞行试验数据反演表明,破片气动特性具有明显的非定常演化特征,因此将破片阻力系数预测问题解耦为准定常先验建模与非定常效应修正两部分。开展不同速度和姿态下的破片飞行仿真,构建从速度和姿态到准定常阻力系数的先验模型,将其作为已知函数嵌入物理信息神经网络;以试验速度为拟合目标,用牛顿定律为物理约束,结合正则化构建联合损失函数,输出时变修正因子,对准定常阻力系数进行修正。在5.98Ma和6.62Ma下验证,速度预测误差分别为0.85%和0.46%,阻力系数误差为0.078%和0.049%,精度显著优于经验公式与无物理约束神经网络。此外,预测过程仅需数秒,远低于数值仿真耗时。本方法可为弹药安全性评估中高超声速破片撞击速度预测提供支撑。
针对导引头速率稳定平台扰动抑制问题,传统扰动观测器(DOB)因未考虑反馈回路中通信延迟、计算延迟等时间延迟,导致观测器可用带宽上限降低、系统对模型参数波动的鲁棒稳定性下降,进而使非线性摩擦扰动下的视轴隔离度明显恶化,采用了一种匹配延迟型扰动观测器(Delay-Matched Disturbance Observer,DM-DOB)的扰动抑制方法,通过在观测器的控制输入通道增加与反馈回路等量的延迟,显著提高了观测器的可用带宽,进而提升观测器的扰动抑制性能。仿真结果显示,在相同幅值裕度条件下,DM-DOB可使系统隔离度降低50%以上;实物试验验证了DM-DOB系统相比传统DOB系统可将稳定平台隔离度降低约50%,显著提升了导引头视轴稳定性能。
针对串联战斗部前级装药在大孔径开孔、规则通孔形成及后级弹体稳定通过方面的需求,本文研究了W-截顶式环形聚能装药(W-truncated annular shaped charge,WTASC)的成型特性与侵彻性能。通过数值模拟并结合已有试验结果验证模型可靠性,分析了内罩区、外罩区和截顶区在射流形成及靶板侵彻中的作用。结果表明,WTASC毁伤效果由高速射流、环形侵彻带和截顶区质量装载共同决定,侵彻过程可分为头部开坑、主体侵彻、尾部加载和冲塞扩孔四个阶段。结构参数分析表明,锥角主要影响轴向侵彻与径向扩孔间的能量分配,截顶长度和外罩高度主要影响射流连续性及冲塞行为。进一步地,本文构建了兼顾开孔、通孔、出孔和冲塞特征的多指标侵彻能力评价体系,引入等效通道毁伤指数并实现侵彻能力分级,为WTASC结构优化和串联战斗部前级开孔设计提供了具有工程参考价值的评价方法。
