现代战争中,高速侵彻武器对地下掩体、加固工事等高强度目标的毁伤效能成为研究焦点。系统梳理了高速侵彻下弹体材料的动力学行为、本构模型及弹体结构响应的研究进展。分析了高温高应变率耦合作用下材料的应变硬化、热软化及绝热剪切变形机制,对比了Johnson-Cook等典型本构模型的适用性。重点分析了弹体在高速侵彻中的质量侵蚀、临界失稳速度及结构失效问题的影响因素及机制。最后探讨了通过材料优化和结构设计等提升侵彻能力的技术途径,为相关研究者提供参考。

传统脊形乘波体设计中,设计型线参数调整复杂且设计直观性欠佳。为此,本文提出基于 B 样条曲线的脊形上表面设计方法,通过控制点直接调整设计型线,提升设计灵活性与便捷性。利用 Bezier 曲线构建底部型线,结合吻切锥理论确定前缘与下表面底部型线,采用三次和二次 B 样条曲线构建上表面型线。通过 CFD (Computational Fluid Dynamics)方法验证方法可靠性,分析脊形乘波体的气动性能。结果表明:随着攻角逐渐增大,脊形上表面对气动特性的影响逐渐减弱,最大升阻比出现在攻角4°至6°范围内。所提方法为乘波体设计提供了更直观的型线优化手段,对工程化设计具有参考价值。

破片作为杀爆战斗部的主要毁伤元,其毁伤威力的定量评价主要依赖于破片速度、空间分布及质量特性等参数的精确测试。本文系统综述了杀爆战斗部破片场参数测试技术的最新进展,重点围绕静爆与动爆两种典型条件展开了对比分析。在静爆测试方面,详细对比了网靶等接触式技术、光幕与雷达等截面式光电技术,以及高速立体视觉等三维重构技术的原理与特点,并阐述了其技术改进情况和发展脉络。在动爆测试方面,系统梳理了国内外在测试手段和仿真模拟的研究成果,深入分析了动爆条件下炸点控制、时空同步等特殊挑战及其应对策略。此外,本文还探讨了以机器学习(特别是深度学习)为代表的智能算法在破片目标识别、轨迹追踪、数据融合及动爆参数预测等方面的应用与赋能潜力。最后,对破片场参数测试技术的未来发展趋势进行了展望,提出了需重点发展高精度动爆破片参数测试技术、提升三维重构能力,并强化机器学习在测试技术中的应用,以支撑杀爆战斗部的优化设计和毁伤威力评估。

受平台资源(重量、体积、布阵空间等)限制,制导测向系统在小孔径布阵约束下测向性能受限,阵型优化成为提升系统性能的关键环节。本文推导了标量阵列和极化敏感阵列的宽带二维波达方向(Direction of Arrival,DOA)估计的克拉美罗界(Cramér-Rao Bound,CRB),提出了一种基于克拉美罗界的小孔径阵列性能评估和构型优化方法。首先,梳理了宽带信号波达方向估计的发展历程和典型的二维阵列结构,建立了基于频带分解的标量阵列及极化敏感阵列宽带信号模型;接着,针对标量阵列,给出了宽带二维波达方向估计克拉美罗界闭式表达式;随后,推导出极化敏感阵列宽带二维波达方向估计克拉美罗界的通用框架及闭式表达式,建立了极化敏感阵列二维测向性能评估准则;最后,结合制导系统平台对阵元数量和布阵孔径的限制,提出了基于所推导克拉美罗界的二维阵型优化方法,通过构建阵型优化集合和理论性能评估,实现阵列布局的定量优化。研究结果为小孔径制导测向系统的阵列构型设计与性能评估提供了理论支撑和技术指导。

为了提高B₄C/Al复合靶抗EFP侵彻的能力,改变陶瓷板迎弹面的表面形态,针对7种弹着面有不同阵列凸起结构的B₄C/Al复合靶,利用LS-DYNA软件对EFP模拟弹丸分别以1.5、1.7和1.9km/s的速度对复合靶的侵彻过程进行数值模拟,分析了EFP弹丸的质量、速度和动能的变化规律。计算结果表明:迎弹面有凸起结构的B₄C/Al复合靶比平端面B₄C/Al复合靶对EFP弹丸有更良好的抗侵彻性能和降速性能,其中以弹着面有金字塔阵列凸起的复合靶对EFP的降速性能最佳;正侵彻时R3半圆靶防护性能最佳;斜侵彻时对阵列异性靶,弹体的侵彻方向影响异形复合靶的抗侵彻能力,正弦波形靶防护性能最佳。

为研究不同热环境下隔热涂层结构对引信热防护性能的影响,以JHX-1装药的典型中大口径榴弹引信为研究对象,对无隔热涂层、单隔热涂层和复合隔热涂层引信体进行慢速烤燃与快速烤燃仿真分析。结果表明:在快速烤燃与慢速烤燃条件下,隔热涂层的设计均能延长引信热响应时间,其中在快速烤燃环境下的延时效果最明显为69.1%;相同热环境且整体隔热涂层厚度不变的情况下,单涂层隔热防护结构对响应时间的延时效果优于复合涂层隔热结构,其中在外壳涂覆阻燃隔热材料的防护性能最佳,快烤下延时效果为51.6%;对于涂覆厚度受限的引信体,可以考虑内/外复合隔热涂层结构,并在满足功能要求的基础上,通过增加外层材料涂覆厚度来提高复合涂层结构的热防护效果。

近年来巨型低轨星座项目迅猛发展,其在军事领域的应用潜力日益凸显,我国的相关项目也在稳步推进。文章介绍了巨型低轨星座的发展情况,分析了其在军事领域应用方向。文章以典型的作战场景为实例分析了巨型低轨星座如何影响精确打击领域杀伤网的构建和杀伤链的闭合,为基于巨型低轨星座的全域体系化杀伤网构建提供参考。本研究对我国反介入/区域拒止(A2/AD)战略体系建设具有重要参考意义。

针对阀控电液起竖系统同时存在匹配与不匹配未知干扰的问题,考虑液压阀的死区非线性特性,提出一种新型非线性控制器。首先,基于系统的机电液耦合动力学与液压阀死区特性,建立了考虑阀死区的系统非线性数学模型。其次,基于全状态反馈条件,对数学模型进行改写并设计了自适应扩张状态观测器与干扰观测器,实现了对匹配与不匹配干扰的估计,抑制了观测峰值现象。再次,基于前述的观测器,设计了自抗扰控制器,实现了干扰的前馈补偿。同时,为解决传统反步法控制器设计框架所固有的“微分爆炸”问题,引入了一种非线性指令滤波器。最后,通过Lyapunov理论分析,证明了系统运动误差、观测器估计误差以及滤波误差的有界性,验证了控制器的稳定性。为检验该控制器的性能,搭建了仿真平台。仿真结果表明:相比常用的PID控制器,所设计的控制器可提高系统的运动跟踪精度。

为了研究旋转弹锥形运动的稳定性问题,给出了准弹体坐标系下的绕质心转动动力学方程并建立短周期动力学模型,推导了由欧拉角表示的锥形运动方程,通过引入复数攻角获得锥形运动方程的解析解。分别分析了存在初始扰动时两种状态下的锥形运动稳定性:一是不考虑马格努斯效应和阻尼效应,仅分析陀螺效应和气动静力矩作用下的锥形运动;二是考虑马格努斯效应和阻尼效应时的锥形运动并进行了稳定性分析,给出了锥形运动稳定的条件。最后结合理论分析和仿真结果,总结了自旋转速、静稳定性对锥形运动稳定性的影响:仅在陀螺效应和气动静力矩的作用下,低速旋转弹体需要通过静稳定的外形设计来实现锥形运动的稳定,对于静不稳定弹体只能通过大幅提高旋转速度来实现动稳定。考虑马格努斯和阻尼效应的影响后,低速旋转静稳定弹体的收敛锥形运动最容易实现,转速的提高将可能造成锥形运动的发散,而对于静不稳定的弹体需要合理匹配转动惯量同时提高转速来实现动稳定。

针对高熵合金力学性能的研究,建立一个简单精准的高熵合金状态方程参数测试系统。基于波阻抗匹配原理,利用压力对比法设计了测试实验装置,获得了高熵合金材料的冲击绝热线,并通过自适应聚类检测法对获得的实验数据进行优化检测。经过优化将实验获取的冲击绝热线斜率与截距的置信区间分别由[1.66293,2.03332]、[4.01158,4.38089]缩小到[1.6461,1.92734] 、[4.15248,4.27542],将决定系数R²由0.9687提升到0.9849,并获得了高熵合金的Hugoniot状态方程参数为C₂=4.214km/s,λ₂=1.787。本文建立的Hugoniot状态方程适用的压力区间约为5.86~32.77GPa,若外推至更高压力区间需进一步实验验证以确保可靠性。结果表明,本系统通过数据优化算法与实验设计的结合,实现了高熵合金状态方程参数的高精度测试,为该类材料在动态力学环境下的性能评估与应用提供了关键技术支撑。

针对传统聚能战斗部水下侵彻单层靶孔径小的问题,提出了一种基于内锥角α和外锥角β的W型聚能装药结构设计方法,研究了药型罩结构对射流成型以及毁伤效能的影响规律。定义药型罩内外侧边长度的比值μ作为影响W型药型罩水下成型及毁伤的表征参数。通过数值模拟,分析比值μ及起爆点对环形射流成型与侵彻的影响规律。结果表明:当μ为0.22时,环形射流向轴线过度汇聚,形成爆炸成型弹丸(EFP);当0<μ<1时,随着μ值的增大,环形射流外扩趋势逐渐增大,头尾速度差减小,射流稳定性增加;当μ>1时,随着μ值增大,射流尾部杵体减少,头部射流扩张,头尾速度差增大以及受到外部水域作用,射流稳定性显著下降;随着起爆点数量增加引起环形射流头部颈缩,在小炸高情况下对侵彻开孔影响较小。通过优化药型罩内外锥角组合调整μ值及起爆点数量,可以实现环形射流对靶板的大面积毁伤。

随机振动筛选试验是舵机控制驱动器类弹上电子产品研制中必不可缺的环节,振动夹具结构的合理与否对试验的精确度和可靠性产生重要影响。针对此类振动夹具部分存在质量偏大、振动传递特性差等问题,提出综合使用拓扑优化、参数优化结合预应力模态分析及频响分析进行优化设计的方法。以某典型振动夹具为例,依据实际工况和设计原则,利用拓扑优化法得到夹具结构的基本形状,用参数优化调整夹具与振动台的接口位置,优化后的夹具质量降低了32.65%,但固有频率和响应点的品质因数并无显著退化,振动传递特性满足设计要求。通过实物随机振动试验,测试点功率谱密度响应曲线与仿真响应点加速度幅频曲线基本吻合,证明了有限元模型的准确性和综合优化设计的有效性,为后续弹上电子产品振动试验夹具设计提供借鉴。

针对无人机在复杂场景下的路径规划问题,本文提出了一种利用改进A星算法融合改进动态窗口法进行路径规划的耦合算法,使无人机具备应对静态和动态障碍物的避障能力。在全局规划方面,通过改进A^*算法的评价函数,提出了一种不依赖障碍物膨胀地图的路径规划算法,使得无人机能够针对先验静态障碍物规划出安全路径。在局部规划方面,增加了处理动态障碍物的评价函数,使无人机在面对高速动态障碍物时具有良好的避障能力。针对改进全局规划算法后导致路径拐点过多引起加减速频繁的问题,提出了冗余拐点删除策略。仿真结果表明,与传统算法相比,改进算法拥有更好的避障能力和更短的行驶轨迹,验证了该算法的实用性。

为支撑固体火箭发动机燃烧室壳体材料选型,以壁厚为基础,建立筒段有效容积、结构质量、筒段质量比、PV/W系数评估模型;以30Cr3SiNiMoVA材料为基准,通过无量化推导分析,获得了典型金属、非金属材料条件下筒段壳体结构特征变化情况,并提出了一种典型材料壳体综合效益横向快速类比方法;结果表明:在计算各类结构特征时,选用金属材料与非金属材料均可等效为相同结构形式计算公式;压强越大,由材料替换引起的筒段有效容积及质量比变化越大且呈线性变化趋势,但对筒段壳体质量及容积效率系数变化影响极小;在不考虑材料工艺性前提下,相较于超高强度钢,选用钛合金及纤维材料在提升壳体综合性能方面具有优势,且纤维材料优势更明显。

为探究弹体对混凝土介质侵彻深度的尺寸效应,通过开展三种几何相似弹体(缩尺比为1/1、1/2与1/3)的侵彻试验,提出以弹径系数为变量的侵彻深度计算方法,建立考虑缩尺比的侵彻深度换算系数模型,并通过数值模拟对侵彻过程中弹靶接触区材料的动态应变率进行了定量分析,最终确定不同缩尺比下侵彻深度换算系数取值。结果表明:原型弹与模型弹的无量纲侵彻深度存在尺寸效应,其源于不同缩比试验中靶体平均应变率的差异,该应变率随侵彻速度增大而增大,随弹体直径减小而增大,且不满足几何相似缩比关系。所建立的侵彻深度换算系数与靶体应变率及缩尺比相关,该系数不仅量化了材料应变率对尺寸效应的影响,也从机理上阐明了混凝土介质中侵彻深度尺寸效应的成因。

为研究铜-铝/聚四氟乙烯(Cu-Al/PTFE)含能复合药型罩的刻槽结构对其毁伤性能的影响。采用140°大锥角含能复合药型罩,通过数值模拟和实验相结合的方法,针对预制刻槽含能复合药型罩对混凝土靶毁伤效果进行研究。经对比,实验结果与模拟结果吻合良好;进一步分析刻槽宽度、深度和壁厚比等结构参数对射流毁伤效能的影响,结果表明:刻槽结构会影响射流能量在横向扩展与纵向侵彻之间的分配,较小宽度、浅深度及小间隔有利于射流横向扩孔,而较大宽度、深刻槽及大间隔则增强能量集中,提升穿深能力;同时刻槽份数与壁厚比对射流稳定性与活性材料随进能力影响显著,其中铜/活性材料药型罩壁厚比为1∶1时,射流成型与毁伤性能最较佳。

针对传统无人机避障算法在未知复杂环境中效能低的问题,提出了一种改进DWA(Dynamic Window Approach,DWA)融合算法。针对DWA算法全局性视角缺失的问题,引入了双向搜索策略以提高规划轨迹的全局价值;针对DWA算法计算速度与精度难以平衡的问题,设计了随环境调整的动态时间步长以权衡计算效率;针对DWA算法环境适应性差的问题,提出了变权重的轨迹评价函数以提高环境适应度;为提高多机协同模式下机间避障的能力,将改进后的DWA算法与最优互惠碰撞避免法(Optimal Reciprocal Collision Avoidance,ORCA)进行了融合。对提出的改进融合算法进行了仿真实验验证,与传统的DWA算法相比,无人机飞行轨迹长度减少了24.62%,任务完成时间缩短了36.11%,迭代次数减少了40.43%,整体性能得到了显著提升,对多无人机自主避障技术的工程应用具有指导意义。

大型弹箭系统模态参数的获取手段一般为有限元分析与地面振动试验。由于无法模拟飞行状态下的系统时变特征,通常需要基于若干特征工况对系统进行有限元建模或地面振动试验,最终通过数值插值法得到系统飞行模态频率,反复的建模分析与地面试验过程费时费力,资源消耗较大。本文基于集中质量-梁模型,采用有限单元法建立了一种弹箭时变模态参数快速预示方法,该方法引入时变的质量矩阵、刚度矩阵、阻尼矩阵对系统时变动力学模型进行正向建模,进而快速给出系统的时变模态频率参数。该方法采用某远程制导火箭的地面振动试验数据以及飞行遥测数据进行了验证,结果表明该方法能够可靠地模拟系统时变模态参数,有效解决了时变系统仿真繁琐的痛点,基于该方法得到的时变动力学响应数据对天地模态一致性分析、载荷辨识等动力学反问题具有重要意义。

针对三维空间导弹打击目标时存在的模型不确定性、目标未知机动及终端碰撞角约束等问题,本文提出一种基于非奇异固定时间滑模与模糊控制的角度约束制导律。首先,建立三维弹目相对运动模型,并将终端碰撞角约束控制转化为视线角跟踪问题。其次,为避免传统终端滑模存在的奇异性问题,设计一种非奇异固定时间滑模面,并引入辅助函数以避免出现奇异问题。进一步地,利用模糊逻辑系统对由目标机动和模型不确定性引起的集总扰动进行在线逼近。基于Lyapunov稳定性理论,严格证明了闭环系统所有信号的固定时间稳定性。对比仿真结果表明,所设计的制导律能在不同初始条件下实现对机动目标的精确拦截,且相比现有固定时间滑模制导策略,在抑制控制指令抖振和提升视线角跟踪精度方面具有显著优势。

为了优化小口径超高速穿甲弹的气动外形,开展了穿甲弹外形参数对气动特性和飞行稳定性的影响研究。基于尾翼后掠角、展弦比和全弹长径比3个关键因素提出了多种气动外形改进方案,采用Fluent建立了高超音速流场数值计算模型,研究了气动参数和飞行稳定性的变化规律,对比分析得到了较优的气动外形方案。结果表明:改进后零升阻力系数减小了5.3%~26.9%,升力系数和静力矩系数也优于原弹形;静稳定储备量为11%~29%,振幅对数衰减率ε=34.39%,满足尾翼稳定穿甲弹稳定性要求;同时各射角下的射高、速度降和斜射距相较于原型弹都有大幅度的改良。为小口径超高速脱壳穿甲弹外形优化设计提供一定参考。

针对现代复杂电磁环境中,处于稳定跟踪阶段的捷变频雷达在压制干扰下难以兼顾相干积累增益与抗干扰能力的问题,提出一种基于近端策略优化的频率与驻留时间联合控制方法。首先,分析了雷达相干积累增益与被截获风险之间的制约关系,模拟了干扰机的动态组合压制行为,构建了包含信号级特征反馈的雷达抗干扰马尔可夫决策过程模型,其次,引入近端策略优化算法,设计了兼顾探测效能与生存能力的复合奖励函数,使雷达智能体能够在未知的动态博弈环境中自主学习最优策略。该策略能够根据环境反馈实时调整工作频率与驻留时长,从而最大化信干噪比。仿真结果表明,与传统策略相比,所提方法能有效规避组合压制干扰,在显著降低被干扰概率的同时大幅提升了输出信干噪比,具有较强的环境适应性与鲁棒性。

针对火箭弹发射过程中发动机燃气射流对联装发射箱前盖的冲击造成影响的问题,采用数值计算的方法开展研究。基于三维可压缩Navier-Stokes方程、Realizable k-ε两方程湍流模型、二阶迎风TVD离散格式,建立了火箭弹发射过程燃气射流冲击模型。结果表明,随着火箭弹出箱距离的增加,燃气射流对发射箱的冲击作用呈先上升后下降的趋势,出箱0.5 m距离时,发射箱前盖表面温度和压强最低,燃气射流对发射箱的冲击载荷最小,8 m距离时发射箱前盖峰值温度最高,为1 375 K,峰值压强最高,为195 kPa,10 m距离时冲击载荷最大,为20.21 kN,随着距离继续增大,发射箱表面温度和压强以及燃气射流对发射箱的冲击载荷开始缓慢降低。以上研究结果对发射箱的安全设计和发射装置的热防护提供了参考。

随着落区经济快速建设发展,落区地面高价值目标逐渐增多,火箭残骸坠落造成的危害性和风险管控难度日益增大,对火箭残骸精准跟踪测量和精准定位快速回收的需求越加紧迫,通过对火箭残骸飞行轨迹的弹道特性分析,建立了一种空间几何模型与空气动力模型组合设计的火箭残骸飞行轨迹预测模型。基于残骸伞降可控回收试验实测数据对模型进行对比分析,并据此进行适当的修正优化。通过另次试验实测数据对优化后的模型进行验证分析,结果表明:预测轨迹与实测数据吻合度高,空间距离误差最大约为5.1 km,预测精度提高1倍左右,模型设计合理、适用有效、精度较高,能够很好为火箭残骸跟踪测量设备提供准确实时数据引导,为残骸落点精准定位和快速回收提供理想预测数据,有力提升落区工作效率。

针对领-从式飞行器编队控制问题,提出将领弹作为参照点,通过从弹对领弹的追踪,在领弹弹道坐标系下进行编队飞行控制器设计的方法。首先在惯性坐标系下定义相对运动坐标系,建立领弹与从弹的相对运动模型,将相对运动模型转化在领弹弹道坐标系下;其次,将从弹在视线坐标系的位置与领弹在惯性坐标系下的速度作为状态变量,将从弹的加速度作为控制量,结合从弹的相对位置与期望位置的误差以及领弹的速度误差,采用滑模变结构控制理论进行编队控制器设计,在误差方程中补偿领弹加速度项,趋近律系数采用指数函数;最后,选取一领弹二从弹的编队结构进行仿真验证。仿真结果表明所提出的方法能够快速精确地对期望队形进行构建和保持。

超口径鸭式布局炮弹,弹身前部直径较大,重心靠前,弹身中部存在变直径截面,表面气体流动更为复杂。为研究其气动特性,采用数值计算的方法,分析了其升阻力特性、俯仰力矩特性以及弹体表面流场分布。结果表明,其升阻比随攻角变大先增加后减小,8°攻角时升阻比最大;对弹体分区研究各部位提供的俯仰力矩发现,攻角α=0°,俯仰舵偏角δ_z=5°时,弹尾提供正向俯仰力矩,在总俯仰力矩中占比超过30%,δ_z=10°时的操稳比相比δ_z=5°时的下降了46.8%;弹体变直径处出现涡,与舵面涡及弹体表面绕流涡相互作用,使弹体后段表面气体流动较为复杂,增加了控制难度。

针对惯性导航系统对石英挠性加速度计大量程、动态飞行精度要求高的应用需求,提出新的石英挠性加速度计摆组件结构,提高加速度计的量程与二次项系数。对设计的摆组件进行数学建模,得到设计加速度计的标度因数,根据伺服电路的负载能力,理论计算得到加速度计的设计量程。分析加速度计二次项系数的优化方法,给出二次项系数的优化方案。通过数值仿真,得到设计摆组件的挠度与满量程下的应力满足设计要求。试验结果表明研制的石英挠性加速度计量程达到110g,二次项系数优于5μg/g²,提高了石英挠性加速度计在惯导系统的动态应用能力。

为解决现代防空作战中武器-目标分配(Weapon-Target Assignment,WTA)决策效率低与实用性不强的问题,首先构建了一个综合考虑弹药消耗、作战成本、总作战时间与拦截收益四类指标的多目标WTA模型,同时考虑武器-弹药兼容性、弹药库存与毁伤门限等实际约束,以增强模型的实战贴合性。其次,提出了一种混合启发式算法HCQPSO-VNS(Hybrid Chaotic Quantum Particle Swarm Optimization-Variable Neighborhood Search,HCQPSO-VNS)用于求解所提WTA模型。该算法采用Logistic混沌映射提高初始种群质量,利用量子粒子群优化(Quantum particle swarm optimization,QPSO)实现全局搜索,并引入具有多邻域结构的变邻域搜索(Variable Neighborhood Search,VNS)进行局部优化,避免早熟收敛。最后,仿真结果表明,所提算法在较少迭代内即可收敛至高质量可行解,所得分配方案在满足期望毁伤下界与武器-弹药兼容性等约束的同时,可实现四类指标之间的有效均衡。对比仿真显示,该算法综合性能优于多种主流对比算法,可有效提高防空火力分配决策的效率与科学性。同时,随着问题复杂度增加,算法仍能保持较高的寻优效率与计算可接受性,展现出良好的可扩展性。

为了对带壳装药在坑道内爆炸的冲击波超压峰值进行快速估算,基于能量守恒原理及Taylor断裂准则推导了与壳体强度、厚度及密度相关的带壳装药与裸装药的等效换算公式,建立了带壳装药坑道内爆炸冲击波超压计算模型,利用已有带壳装药坑道爆炸试验对模型及其参数进行了验证。形成了两种带壳装药爆炸冲击波超压峰值工程计算方法,方法I通过等效参数η₁、η₂实现带壳装药与等效TNT裸装药的等效换算,结合已有的TNT坑道爆炸超压峰值经验公式进行估算;方法II通过等效参数η₁、η₂及η₃实现带壳装药与自由场TNT装药的等效换算,结合自由场冲击波超压峰值经验公式进行估算;方法I只适用于两端开口的等截面长直形坑道,而方法II能够适用于多种复杂形状的坑道(如十字形坑道)。开展了带壳装药在两端开口的等截面长直形坑道静爆试验,结果表明:两种方法计算结果均与试验结果吻合得较好,方法I计算精度相对更高。

为了解决飞机面临的空空导弹威胁问题,提出了一种利用诱饵弹配合进行规避的方案。首先,建立了飞机、诱饵弹和来袭导弹之间的相对运动模型,设置了可以调节飞机、诱饵运动的5个控制变量。根据协同规避导弹攻击原理,将诱饵弹的工作过程分为两个阶段并建立了相应的机动决策关键技术指标,进而建立了飞机与诱饵协同机动规避导弹的变权重最优控制计算模型。然后,在滚动时域理念下运用多岛遗传算法对优化模型进行了闭环求解,实现了实时为飞机提供可以量化的机动控制策略。最后,采用构建的协同规避效果评价函数从规避效率和安全距离方面对优化结果进行了定量评价。结果显示,在所选状态下飞机可以在5.4 s内脱离导弹的视场,并在导弹击中诱饵时距导弹有足够的安全距离。经过大量的蒙特卡罗计算后发现,该优化控制模型规避来袭导弹的成功率为98.1%,极大地改善了我方飞机在对抗环境下的生存能力。

巡飞弹三轴导引头在跟踪目标时面临单一光轴指向映射多组框架角组合、且需快速实时解算最优指令的技术难题。在对三轴导引头运动学分析的基础上,提出一种三轴导引头自适应快速跟踪策略,分析了三轴带宽和三轴增量组合对导引头跟踪速度的影响,建立了具有框架自适应性的适应度函数评价标准。仿真实验表明:所提策略能够在框架约束下解算最优跟踪指令,解决了因跟踪指令超出机械限位而无法跟踪的问题,实现了控制光轴沿最优路径跟踪目标,平均迭代时间为3.54ms,跟踪速度提高了30.4%。

利用MATLAB优化平台,提出了一种基于fmincon函数的低副瓣阵列方向图优化设计方法。该方法通过构建以目标区域副瓣电平为优化目标的混合惩罚代价函数,并辅以主瓣增益波动控制的非线性约束条件,将阵列波束优化问题转化为连续变量的非线性约束优化问题。计算结果表明:在保证主瓣增益波动<0.3dB的前提下,所设计阵列可在指定空域范围内实现15~20dB的副瓣电平压制,且优化过程具有快速收敛性和良好的稳定性,该方法能够兼顾优化精度与计算效率,为需要满足主瓣保形和特定区域副瓣抑制的天线阵列设计提供了一种高性能、高可靠性的解决方案,具有较好的工程实用价值。

采用多无人机协同调度可以极大提高电力巡检的效率。但在实际复杂环境下,面向电力巡检任务的多无人机调度优化存在多种复杂约束,导致优化模型的求解效率低下、收敛速度缓慢。针对上述问题,本文提出一种基于精英策略的自适应蚁群算法(AACOES)。首先,综合考虑同构无人机的飞行特性、电池续航能力以及外界风场等多种实际复杂约束条件,构建一个接近实际无人机巡检调度的优化模型。其次,针对传统蚁群算法在收敛速度及全局寻优能力方面存在的不足,引入精英策略与自适应调整因子,对算法的信息素更新规则进行了优化改进,从而有效提升了蚂蚁种群的多样性以及算法的收敛速度。最后,通过与多种先进算法开展对比仿真实验,验证了所提算法的有效性。实验结果表明,在多约束条件下,该方法能够显著提升多无人机协同巡检的效率与准确性,且在算法代价方面更具优势,稳定性较高,为电力巡检领域提供了一种新的技术手段。

针对传统最近等值线迭代(ICCP)算法因惯导初始误差和重力测量误差导致的匹配精度不足甚至发散的问题,提出一种改进的ICCP算法以提高匹配精度和可靠性。首先,分析了影响传统ICCP算法匹配精度的两个假设条件,通过引入总约束误差来将估计路径限制在INS路径附近;在此基础上,利用MAD和MSD这两个匹配规则构建粗匹配,用得到的粗匹配路径替代后续精确匹配中的INS测量路径,再使用ICCP算法进行精匹配,以获得更高的定位精度;将惯导输出位置和ICCP算法匹配位置之差作为滤波器观测向量建立卡尔曼滤波器模型,对惯导系统误差进行校正。仿真和分析结果表明,在考虑惯导初始误差和重力测量误差的情况下,改进的ICCP算法的姿态误差最大值小于0.015°,航向误差小于0.4°,位置误差最大值小于30m,导航精度较传统ICCP算法提升了70%以上,有效地提高了惯性/重力梯度组合导航系统的定位精度。

针对受多源扰动影响的四旋翼无人机的飞行控制问题,提出一种基于多源扰动补偿和分层滑模控制的自调节滑模控制算法。将四旋翼无人机系统分成一个2自由度双输入全驱动子系统和一个4自由度双输入欠驱动子系统,并在此基础上定义全驱动子系统的滑动变量。提出一种新型的分层滑模控制器滑动变量构造方法,并采用该方法设计欠驱动子系统的滑动变量。采用广义Super-Twisting干扰逼近器观测系统中的多源扰动,并设计模糊补偿器对干扰逼近器的逼近误差进行补偿。利用组合幂次趋近律设计趋近增益自调节滑模控制器,并使用带模糊补偿器的干扰逼近器抑制多源扰动的影响。分析所提控制算法各核心模块的作用,并将该控制算法与现有控制算法进行对比。对比结果表明,所提控制算法具有良好的多源扰动抑制能力,并且能够提供更优异的动态控制性能。

当前空战对抗条件下目标经常出现中大过载、强机动的现象,导致机动轨迹预测难度大。针对当前传统轨迹预测方法预测精度低、可预测时间短的问题,提出了一种基于贝叶斯优化的双向长短期记忆网络(BO-Bi-LSTM)多步轨迹预测方法。分析滑动预测方法,建立了在线滚动预测数学模型,解决了预测值的构造问题;利用贝叶斯优化方法自动对网络超参数进行寻优,迭代之后得到最优的超参数;对滚动优化滑动窗口长度进行分析,在经典滑动窗口长度中得出预测精度最高的滑动窗口长度;为检验该方法在机动轨迹上的预测性能,对一段经典机动飞行轨迹进行预测仿真,与其他3种神经网络预测模型进行对比,仿真结果证明贝基于叶斯优化的双向长短期记忆网络多步轨迹预测方法在预测精度上高于其他3种神经网络,在三维轨迹误差小于200m的精度能持续预测4.5s左右。

针对四旋翼无人机在前飞任务和复杂机动时出现的非线性与强耦合特性,提出一种改进ADRC控制器用于四旋翼的姿态控制。首先借助ADRC原理对其前飞模态姿态动力学进行状态量与控制量间的解耦处理,其次利用引入双曲正切函数的混合非线性跟踪微分器HNLTD来安排过渡过程,然后考虑自适应律和幂次项,改进设计自适应扩张状态观测器AFTESO,来实时估计解耦系统中各通道的总扰动,并补偿到控制指令中,从而实现姿态响应在有限时间内的快速稳定收敛以及对通道间耦合的抗扰。此外,还开展了扰动情况下四旋翼的前飞模态姿态控制仿真,结果表明:HNLTD安排过渡过程无超调,引入延迟小于0.1 s,AFTESO可在0.3 s内完成对扰动的预计和补偿,姿态角响应无超调,俯仰和滚转跟踪时间不超过0.09 s,偏航跟踪时间不超过0.12 s,姿态控制系统的整体动态响应品质良好。

火箭作为深空探测的核心运载工具,在其上升过程中,发动机喷出的高温燃气与周围空气相互作用,在火箭底部形成高温燃气流场,这种极端的热环境会导致运载火箭底部电子设备失效,严重威胁火箭飞行安全。针对“8+1”构型多喷管运载火箭不同喷管布局底部热环境问题,采用计算流体力学数值模拟的方法,基于有限体积法,使用DO辐射模型考虑H₂O、CO₂、CO等强辐射气体的辐射作用,采用Realizable k-☐湍流模型、多组分模型研究不同飞行高度下“8+1”喷管布局相对位置对运载火箭底部热环境的影响。研究结果表明喷管布局对运载火箭底部热环境影响较大。中心喷管后移在低空环境能改善底部热环境,在高空时会恶化底部热环境;外围喷管向内移动、向外移动和向外偏转在不同高度下均能改善火箭底部热流环境至多改善69.3%。

针对无人机编队形成过程中相交互运动导致编队收敛时间延长的问题,提出了一种可灵活调整无人机在编队中位置的方法,根据当前时刻各无人机所处的位置动态的迭代虚拟领航中心位置,通过模拟退火算法优化各无人机相对于虚拟领航中心的位置,使得无人机可以灵活调整收敛的期望位置。基于人工势场的思想,设计了具有避障和避碰能力的一致性编队控制方法。仿真结果表明,该方法在恢复编队状态时,收敛速度相对于传统方法更快,在避障时能更好的保持编队特性。

为了提高基于深度强化学习的气动外形优化效率,提出基于代理模型的深度强化学习气动优化框架。深度强化学习存在样本利用率低的问题,在气动优化中需要大量使用流场数值模拟来获取样本数据,通过引入代理模型,能够快速生成样本数据,减小对流场数值模拟的依赖,提高气动优化效率。在跨声速翼型减阻优化设计中,仅使用深度强化学习和使用基于代理模型的深度强化学习优化方法都能获得最优解,但代理模型的使用能够使流场数值仿真次数减少67%,显著提升优化效率,在翼型反设计中,基于代理模型的深度强化学习优化方法得到的反设计翼型和目标翼型压力分布以及翼型形状均吻合较好,进一步验证了提出的基于代理模型的深度强化学习气动优化框架的有效性。

在导弹跟踪、无人机导航等目标跟踪任务的应用场景中,目标跟踪轨迹受到多种因素的影响,如光线变化、相似目标干扰与遮挡等。不可避免地会引入逐渐累积的动态误差而产生目标漂移的现象,这使得一般的基于孪生网络的跟踪器难以在长时跟踪中保持鲁棒性。为解决此问题,基于人类观察习惯和目标完整性特征设计了一种目标完整性修正模块,并将其与SiamRPN算法相结合,通过在预测过程中动态地给出预测框修正建议的方式来降低跟踪过程中的累计误差,提高模型抗漂移能力。在UAV123和OTB100等公开数据集上进行的对比实验表明目标完整性修正模块对于提升孪生网络目标跟踪算法的长时跟踪性能有明显作用,同时可以缓解光线变化、目标姿态及尺度变化、遮挡等各种干扰因素对跟踪器所施加的不利影响。