为提高复杂背景下红外小目标的检测能力,提出了一种联合梯度判别与自适应匹配的红外小目标检测算法。通过多方向梯度特征在图像中首次筛选出疑似目标区域,利用区域内灰度信息生成自适应模型,进行再次判断。针对梯度判断与自适应模型匹配分别建立量化评价,通过加权方式引入置信度函数对不同疑似目标区域进行评估,筛除疑似目标。为使算法能在无人机等动载平台应用,搭建嵌入式系统,通过红外相机取景,实现探测系统对真实场景下小目标的检测。通过对不同的公共数据集测试,不同复杂场景下与加权增强局部对比度算法(weighted strengthened local contrast measure,WSLCM)、三层滤波窗口局部对比度算法(tri-layer local contrast measure,TLLCM)算法进行比对,所提算法有较好的适应能力,不同样本下的识别率在92%以上。该算法通过在嵌入式平台IP核的定制和软硬协同设计,进行了硬件加速处理,实时视频帧率>30 frame/s,验证了其有效性。

巡飞弹集侦察、打击、评估等多功能于一体,使用成本低、作战部署灵活、探测拦截难,显著提升了对目标的打击精度与能力,成为俄乌冲突等局部战争中的重要武器,引起各军事强国的高度重视。文中总结了巡飞弹的特性,介绍了国内外主要巡飞弹的发展现状,包括美国“弹簧刀”系列、“战鹰”系列,俄罗斯“立方体”系列、“柳叶刀”系列,以色列“英雄”系列、“哈比”系列等具有实战应用的巡飞弹,对比分析了相关巡飞弹性能参数,梳理了巡飞弹发展的关键技术,包括动力技术、抗干扰技术、模块化技术、智能协同作战技术,总结了巡飞弹的发展趋势,在此基础上分析了巡飞弹的作战应用以及对巡飞弹采取的防御手段。

夜间火箭发射可见光图像具有清晰的尾焰纹理和颜色信息,红外图像呈现出轮廓完整的箭体和过饱和尾焰。基于两者间互补信息的高契合度,将可见光图像与红外图像融合,同时清晰地呈现箭体和尾焰信息一直是提升发射场火箭成像观测能力的研究重点。文中提出了一种基于箭尾识别与区域重构的夜间可见光与红外图像融合方法。该方法通过箭体不变特征搜寻箭体尾部分割线,利用分割线完成区域划分,最后使用区域重构的融合策略完成红外箭体和可见尾焰的融合,有效避免可见光和红外特征信息缺失,最大化融合可见光图像与红外图像的语义信息。实验结果表明,与当前主要图像融合方法相比,文中所提出的融合方法显著提高了融合效果,较好保留了可见光与红外源图像的特征信息和细节信息,并且融合时间较短,可以达到准实时效果。

无人机在执行侦察任务时存在面向复杂环境、具有背景信息相似时无法有效去除特征提取阶段产生的大量离群点的问题。为确保无人机能够对侦察目标进行准确的定位,图像匹配需发挥至关重要的作用,其匹配效果将直接影响对侦察目标的定位精度。针对上述问题,提出一种改进RANSAC(random sample consensus)算法。首先利用三元组关系构建初始数据并提出一种改进的初始数据选择策略,通过基于邻域的几何一致性和三角剖分减少计算成本并提高匹配的准确性;其次通过数据子集细化策略进一步提高算法的采样性能;最后在具有复杂环境、背景信息相似的无人机侦察图像数据集上将文中所提算法与其他高级算法进行对比分析。实验结果表明,该算法具有较高的计算效率和正确匹配率,提高了目标定位的计算速度和定位精度,为无人机侦察目标定位提供了一种新方法。

红外小目标跟踪已经成为反无人机系统中不可或缺的关键技术。无人机的小尺寸、低对比度、强机动性以及复杂背景干扰对红外弱小目标跟踪算法提出了诸多挑战。针对以上问题,文中提出了一种基于ISIAMCAR(siamese context-aware R-CNN)网络的红外小目标跟踪算法。首先将侧窗滤波器整合到模型中以提高神经网络对小目标的特征提取能力。其次增加了位置感知模块以保证小目标特征传递的效率,进而提高对红外小目标的跟踪能力。定性与定量的实验表明,ISIAMCAR网络相比于现有方法有效提高了小目标跟踪的成功率和精确性。再次完成了算法实时性测试与统计,文中提出的算法可满足反无人机目标跟踪任务实时性要求。最后设计并开展了相关消融实验,验证了提出ISIAMCAR红外小目标跟踪模型的有效性。

针对高速火箭弹末制导红外成像受气动加热影响的问题,通过数值模拟得到了蓝宝石红外窗口结构受气动加热引起的温度响应,在此基础上设计了风洞试验,研究了气动加热对红外导引头成像的影响。在数值模拟中,采用计算流体力学和工程算法相结合的方法得到红外头罩沿弹道的气动热,通过有限元方法得到头罩结构的温度响应。在风洞试验中,通过在头罩内表面布置测点,得到气动加热下头罩结构的温度响应,并测试了气动加热下红外导引头的成像效果。研究结果表明:在气动加热下,头罩内壁最高温度148 ℃远高于探测目标温度27 ℃,需根据蓝宝石窗口温度减少红外探测器的积分时间,并调整成像算法来进行图像纠正。

针对图像导引头跟踪目标过程存在的不稳定、丢目标等技术难题,融合手动跟踪模式下“人在回路”可靠稳定控制的优势,以及自动跟踪模式下信息自动化处理、射手操作简便的优点,文中提出一种图像导引头抗干扰稳定跟踪融合设计方法。该方法在导引头自动跟踪模式下,当出现目标跟踪失败或丢目标等偶发异常情况时,通过人工手动调整的方式对跟踪点进行稍微修正,既充分降低了射手的操作压力,又最大程度提高了复杂背景、不良天候等条件下自动跟踪的可靠性和抗干扰能力。同时以介入连续性、修正敏捷性和自动跟踪平稳性为原则,采用层次分析法,设计了微修间隔时间和修正周期最优方案。半实物仿真结果表明,微修优选方案在不同仿真条件下,使导弹命中率达到99%。

图像语义分割基于图像场景的“语义”为目标类别中的每个像素分配标签,来区分图像中的不同种类的事物。现有基于DeepLabV3+的语义分割方法具有高计算复杂性和大内存消耗,且在提取图像特征信息时难以充分利用多尺度信息,这可能导致详细信息的丢失,降低分割精度。户外环境中的目标种类繁多、光照条件变化大以及存在遮挡,增加了场景理解和对象识别的难度。因此,文中提出改进的DeepLabV3+网络户外多目标场景分割方法,以改进的 MobileNetV2作为模型主干;将ECAnet通道注意力机制应用于低级特征,降低计算复杂性并提高目标边界清晰度;在ASPP模块之后引入了极化自注意力机制,改善特征图的空间特征表示。改进后的模型在户外数据集Standford Background Dataset上的平均交并比和平均准确度分别为69.5%和82.35%,与原始DeepLabV3+模型相比提升了5.2%和4.5%,新增模块对运行时间无显著影响,有效提高了模型的推理效率与精度。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

随着无人作战体系逐步成为重要的海军非对称作战方式,小型无人艇正成为国际军事竞争的关注焦点。各军事强国都在不断研制、装备无人艇,并发展对应的反制技术,但依然面临诸多挑战。本文以无人艇攻防对抗为切入点,聚焦现代战争中海战形态的新变革,综述了国外典型小型无人艇的技术特点、作战模式,及反制手段的发展现状。进一步结合无人艇作战闭环杀伤链展望了综合运用雷达探测、电子侦察与干扰、红外与光电探测、以空制海、水下防御系统等多种手段的反无人艇攻防体系。研究内容可为小型无人艇研制及反制等相关装备的研发和实践提供支撑。

多无人机协同完成特定打击任务是未来无人机军事领域发展的重要方向。针对多无人机协同攻击问题,构建典型对抗场景。将多无人机协同攻击问题建模成分布式部分可观测马尔可夫决策过程(Dec-POMDP),设计独特奖励函数,采用多智能体深度确定性策略梯度(MADDPG)算法训练攻击策略。使用蒙特卡洛法分析仿真实验,结果表明在该多智能体强化学习算法训练之后,特定对抗场景下多无人机协同攻击任务完成率达到82.9%。

针对高超声速滑翔飞行器的协同制导问题,提出了基于伪谱法和序列凸优化的双级协同轨迹快速规划方法。首先建立了高超声速滑翔飞行器动力学与运动学模型;其次考虑再入滑翔段多种过程约束和终端约束,利用伪谱法对飞行器复杂运动学模型进行离线求解,得到满足相关协同指标的轨迹;然后在离线优化轨迹的基础上,采用改进的序列凸优化算法,自适应更新信赖域半径,在保证求解精度的前提下,提高算法收敛速度,实现协同轨迹的快速规划;最后通过数学仿真对提出的方法进行验证。结果表明,该方法在飞行器初始条件和模型不确定的状态下,能够实现协同飞行,且时间协同误差小于0.5 s,单次轨迹优化平均CPU耗时3.67 s,具有较好的工程应用潜力。

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。

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。

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。

深脱粘一体药柱是一种适用于小开口不分段壳体单室双推力发动机的高装填药型。为了对发动机低温点火进行安全评估,基于有限元模型对药柱低温结构完整性开展仿真分析,研究了药柱内孔与缝隙的压力差对低温点火过程装药结构完整性的影响。通过模拟试验发动机测试了低温点火过程缝隙内的压力分布。结果表明,内外压差对药柱低温点火过程的应力、应变大小及分布有着显著影响。通过低温模拟点火试验发现,缝隙尾部的建压速率极快,最大压强较燃烧室压强仅低4%;缝隙中部的建压存在明显的延迟,压差最大时,缝隙中部压强较燃烧室压强低了64%;深脱粘一体药柱低温综合安全系数达到1.76,低温点火具有较高的安全可靠性。

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。

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。

针对传统预设性能的性能边界后期收敛速度过慢,导致状态误差约束能力较弱等控制器设计中的局限性,研究了一种改进预设性能的非奇异终端滑模容错控制方法,提出了一种改进的性能函数和改进的误差转换函数,将转换后的误差引入非奇异终端滑容错控制器设计中。同时利用扩张状态观测器对系统未知外界扰动进行精确估计,并将其补偿到控制器中,解决执行机构部分失效问题及抑制弹性影响,以获得可预设的瞬态性能和渐近稳态性能,通过Lyapunov理论分析证明了稳定性。最后通过吸气式高超声速飞行器姿态系统仿真对比实验,验证了所提出容错控制方法的有效性和优越性。

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。

针对高速冲击下结构动态响应难以有效分析的问题,提出了一种基于物质点法(MPM)和稀疏多项式混沌展开(sPCE)的自适应敏感性分析方法,以解决结构响应中的不确定性和敏感性问题。首先通过MPM对弹体的高速冲击过程进行模拟,揭示结构应变能随时间的演化规律。其次基于sPCE方法建立代理模型,对影响结构动态响应的关键参数进行分析,评估各参数对结构行为的敏感性。最后通过弹体碰撞与侵彻两类数值实验验证了所提出方法的有效性。研究结果表明,材料内部属性在结构响应中起主导作用,着角与着靶速度的耦合作用在特定条件下表现出强烈的非线性特征。这些成果为高速冲击下结构的优化设计提供了重要的理论支持,同时证明了sPCE在敏感性分析中的准确性与应用价值。

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。

针对传统鸭式布局野战火箭滑翔段升阻比低、被动段操控性差、射程受限等问题,开展了鸭式布局火箭气动特性分析,并根据分析结果提出了一种新的大长细比高性能远程火箭气动布局设计方案。仿真结果表明,8°攻角下,鸭舵气动效率随马赫数增加急剧下降,而对弹体升力贡献显著增加;Ma为4~6时,鸭舵升力占比低于阻力占比,对全弹气动增益为负,而弹体升力占总升力达61%~67%。据此,提出了一种尾控式大长细比高性能火箭弹布局,通过减少高速飞行时低效的舵面/翼面数量,并将舵面后置进行配平和机动。数值仿真结果表明,尾控布局显著提高了火箭弹的升阻比,拥有更大的可用攻角和机动性,是更加适用于高超音速飞行的远程火箭弹布局。

针对联合作战火力打击任务规划中存在求解空间大、约束复杂和易陷入局部最优的问题,提出了一种规则约束的双种群协同进化遗传算法。以四类战场作战规则为约束条件,设计具有规则约束的联合火力打击任务分配方案,增强了对复杂约束条件的适应性,构建基于目标排序和火力分配排序的双种群协同进化求解,提升了算法的性能和收敛速度。实验分析表明:该方法能够获取更高性能的可行解,具有较强的适用性和寻优能力,可以有效的降低作战成本。

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。

空空导弹在海背景下打击巡航导弹时,为避免鱼鳞光干扰,需要约束弹目交汇的视线方向。针对该场景,为了优选制导律,提出一种评估体系。将模糊层次分析法(FAHP)和熵权法相结合,得到结合主观和客观的评价权重,建立逼近理想解排序法(TOPSIS)评估模型,为优化计算结果,引入灰色关联度克服传统欧氏距离的缺陷。应用FAHP-熵权-TOPSIS模型对不同制导律在信息有偏差的情况下进行评估,通过对空空导弹脱靶量、视线角误差、攻击时间以及最大过载持续时间4项评价指标及其均值和均方差进行评估分析,应用蒙特卡洛方法对比分析联合偏置比例制导律、滑模制导律以及RBF神经网络滑模制导律三种制导律的性能。仿真实验证明,FAHP-熵权-TOPSIS综合评价方法可应用于制导律性能的评估。

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。

为解决当前复杂机电产品威布尔可靠性鉴定试验方案参数难以确定的问题,提出了一种基于历史无故障数据的威布尔分布可靠性鉴定试验方法。针对两参数威布尔模型和历史数据计算故障率先验信息,采用贝叶斯统计理论获得后验信息,以最小二乘法获得威布尔分布参数估计。以典型观瞄装置为对象,进行了无故障数据威布尔分布可靠性鉴定试验方案设计,并与GJB 899A—2009的方案进行了对比,威布尔分布的试验方案可靠性评估结果较指数分布准确度提高了9.2%,所建立的无故障数据的威布尔分布可靠性鉴定试验方案有效。

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。

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。

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。