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。

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。

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。

　　航天发射技术是研究运载火箭、各类飞行器等的发射原理、发射方式和发射设施设计、制造、试验和使用的工程科学技术，是航天技术的一个分支和重要组成部分，是一门综合性、系统性极强的学科方向。航天发射技术的发展水平决定了一个国家航天活动和国防保障区域的范围，反映了一个国家工程科学和基础工业的综合水平。
　　近年来，为适应航天运载工具的快速发展，全球航天发射技术正朝着规模化、复杂化、自动化与国际化的方向迈进。我国航天发射技术也获得了长足的进步，取得了丰硕的成果，如海南发射场的建成有力保障了我国未来各类航天任务的开展；以“长征-11”运载火箭为代表的机动航天发射技术的出现为我国应急航天发射任务提供了多元化发射手段。这些进展不仅彰显了我国航天技术的创新实力，也为未来深空探测、商业发射和国防需求奠定了坚实基础。
　　当前，各航天大国均把发展先进的发射和运载技术作为保持其在航天领域领先地位的战略部署之一。无论是空间应用、科学探测、载人航天、国际商业发射与国际合作，还是国防建设，都对发射技术提出了新的要求，亟待发展规模更大、成本更低、兼容性更强、可靠性更高、发射周期更短、更加智能的大型航天发射场；随着航天发射任务的大幅增加和各类应急发射需求的大量涌现，提出了发展快速机动的低成本航天发射方式；面向低碳、绿色、高效、低成本发射的需求，提出了地面超高速发射一级直接入轨等新型发射概念；此外，深空探测任务的推进，使得地外天体发射技术成为前沿研究热点。
　　在此背景下，《弹箭与制导学报》编辑部联合北京理工大学姜毅教授团队，策划推出本期“火箭导弹发射技术”专刊，旨在汇聚领域内最新研究成果，推动学术交流与技术突破。本期专刊特邀姜毅教授(北京理工大学)、姚建勇教授(南京理工大学)担任编审，共收录18篇高质量论文，内容涵盖发射技术理论创新、工程实践及未来发展趋势，以期为国家航天事业发展提供有益参考。
　　我们谨向所有参与本专刊撰写的专家学者致以诚挚谢意，也期待本期专刊能为航天发射技术的进步注入新动力，助力我国迈向航天强国的宏伟目标。

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。

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。

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。

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%。

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。

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%。

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。

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。

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。

　　姜毅，北京理工大学教授，博士生导师，主要从事火箭导弹发射技术总体、发射气体动力学和发射动力学等方面的教学和研究工作，中国宇航学会发射工程与地面设备专业委员会副主任委员，装发某专业专家组成员等，《弹箭与制导学报》和《航空兵器学报》编委，主编国家出版基金专著《发射气体动力学》和《发射动力学》,工信部国之重器出版专著《导弹发射动力学仿真》,教材《燃气射流动力学》等，发表论文180余篇(被SCI和EI收录140余篇),培养毕业博士和硕士研究生100余名。获国家科技进步二等奖1项，部级一等奖1项，二等奖3项等。
　　姚建勇，博士，南京理工大学教授，教育部”长江学者"特聘教授。长期从事火箭导弹发射技术、液压系统控制、工业机器人及飞行器半实物仿真研究。现任军委科技委专家、中国机械工程学会高级会员、流体传动与控制青工委副主任委员，并担任国际顶级期刊JIEEE TMECH编委。获霍英东青年教师基金，省部级科技一等奖5项，江苏省青年科技奖。入选爱思唯尔中国高被引学者、全球前2%顶尖科学家。发表论文200余篇，其中以第一作者/通信作者发表SCl论文100余篇 (ESI高被引11篇),总被引8000余次，获63项发明专利。出版专著1部。

为研究小型发射筒热发射激波开盖过程, 通过CFD-FASTRAN气动分析软件对其过程进行数值仿真计算。根据计算结果分析给出了小型发射筒热发射激波开盖过程中主要部件表面温度、压力所受燃气激波影响的变化过程。创新性通过CFD-FASTRAN气动分析软件对小型发射筒热发射激波开盖全过程进行了分析, 并首次系统性分析了喷管与后盖距离以及喷管扩张角度对激波开盖过程的影响。结果表明, 后盖受到燃气射流影响压力由边缘向中心减小, 温度由边缘向中心增大;燃气流反射激波沿发射筒轴向向弹头方向运动, 发射筒壁面压力、温度随激波运动方向逐渐减小;前盖受到燃气激波影响温度、压力由边缘向中心减弱;弹体喷管出口与后盖的距离增大、喷管扩张角度增大均有利于增强激波反射到前盖的总能量, 同时可以缩短激波开盖的时间。计算模拟方法可为采用热发射激波开盖的小型发射筒前后盖强度设计、结构设计等提供参考依据。

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。

针对直升机上仰发射航空火箭弹存在的落点精度差问题, 通过仰射作战机理分析提出了一种上仰发射改进方式, 基于国外公开的武装直升机及航空火箭弹参数建立了弹道与毁伤效能仿真模型, 选取上仰和平飞发射典型条件进行射程、散布、毁伤效能对比分析。仿真结果表明, 上仰发射改进后的航空火箭弹攻击距离可达到9 km, 同时纵向散布呈减小趋势, 组有效毁伤面积是平飞条件下的3倍。文中所提的改进仰射作战方式及火控、稳瞄优化建议对直升机仰射作战应用具有一定的指导意义。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

火箭弹冷发射是一种借助发射筒内的燃气发生器把火箭弹从发射筒中弹射出去, 在弹体离筒后再点燃主发动机的发射方式。为保证火箭弹在冷发射过程结束时能获得满足发射要求的出筒速度, 对于冷发射装置的结构进行设计及改进, 并研究发射过程中的内弹道特性。建立了火箭弹冷发射装置的二维轴对称模型, 采用层铺动网格技术以及流体控制方程, 对于燃气发生器在相同药量、不同工作时间情况下的发射筒内部流场进行数值模拟, 获得了各工况下的发射筒内压力和弹体运动特性曲线。仿真结果表明:在药柱质量相同的情况下, 燃气发生器工作时间的增大, 会导致火箭弹出筒时间延长、出筒速度降低, 但也会使发射筒内压力与加速度峰值减小, 弹体加速度变化速率更加平稳, 降低发射过程火箭弹过载。

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。

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。

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。

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。

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%。

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。

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%。

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。

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。

跨声速激波振荡与空腔流动均是可侧向机动火箭导弹强脉动压力及结构振动的主要诱因。然而, 现有研究多集中于讨论单一流动特征对壁面载荷环境的影响, 并未关注两种非定常流动现象的耦合作用, 为特定条件下飞行器的安全埋下一定的隐患。文中以典型火箭整流罩及侧壁空腔结构为研究对象, 采用延迟分离涡模拟(delayed detached eddy simulation, DDES)方法对跨声速激波振荡与空腔流动同时存在工况下的流场特征和脉动压力时频特性开展数值研究, 探讨激波振荡与空腔流动的耦合作用机理。研究结果表明:空腔流动减少了分离流对激波的作用从而减弱跨声速激波振荡的强度, 而激波振荡使得空腔流场趋于稳定, 显著降低了空腔壁面声压级(sound pressure level, SPL), 0.95Ma工况下最多可达30 dB。基于对跨声速耦合流场流动规律的认知, 设计了耦合流场的3种流动控制方案。对比结果发现:空腔前缘斜坡有利于促进激波振荡与空腔流动的相互抑制作用, 进而降低空腔壁面脉动压力水平。跨声速激波振荡与空腔流动耦合流场分析可为新一代飞行器研制提供一定支撑作用。

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。

典型无控靶弹采用固体火箭发动机助推方式飞行, 通过发控设备实现地面点火发射。采用故障树分析法, 对发控设备在试验中出现的时统信号传输异常问题进行故障诊断和定位。首先对由点火控制器、电池盒、安全控制盒、笔记本电脑、无线电台等组成的发控设备的工作原理进行分析, 描述了时统信号传输异常的故障现象。然后针对时统信号传输链路特点, 建立故障树模型, 对各底事件开展定性分析, 通过逐一验证和排查, 确定了故障发生原因为点火控制器CPU软件中输出时统信号的逻辑上存在写冲突, 导致在特定触发条件下的时统信号脉宽小于101 ms, 不满足靶标端电台对信号输入的要求。分析了故障产生机理并复现了故障现象, 同时针对故障原因采取有效措施进行设计改进。测试结果表明, 改进措施有效, 提高了设备的可靠性。

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。

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。