多雷达数据融合的误差校正

针对雷达组网系统中的多传感器数据融合的问题,提出了运用卡尔曼滤波迭代法估计出雷达航迹的系统误差,并进行有效的误差校正,提高数据融合效率,提升组网雷达的性能．仿真结果表明,系统误差修正后,雷达航迹的精确度相对提高．     

控制系统误差估计及在反馈控制中的应用

利用最优不等距节点的样条函数表示制导工具系统误差 ,建立了一个能同时估计制导工具系统误差和外弹道测量系统误差的数学模型及参数估计方法 ,在此基础上 ,利用落点折合信息 ,提出了导弹命中精度的反馈控制方法     

岭型主成分估计分离制导工具系统误差方法研究

针对制导工具系统误差分离中环境函数矩阵严重病态,最小二乘估计和主成分估计结果不准的问题,提出了采用岭型主成分估计改善估值结果的方法,分析了该方法的估计结果具有更小的均方误差和更高估计精度。计算机仿真结果证明,在29项制导工具系统误差分离中,岭型主成分估计能在一定程度上克服环境函数矩阵病态的影响,岭型主成分估计分别比最小二乘估计和主成分估计的估准项数多8项和2项。     

基于速度观测器的转台伺服控制技术研究

针对实际转台伺服控制系统在低速运行时不能准确提供速度信号的摩擦补偿问题，提出了一种基于速度观测器的模型参考自适应摩擦补偿方法．该方法利用降维观测器在线估计速度信号，并根据该估计信号对系统进行摩擦补偿；在详细地分析了系统误差信号的局部收敛性的基础上，推导出了系统误差局部收敛的充分条件。利用该方法进行了转台内环控制系统的自适应摩擦补偿设计，得到了库仑、粘滞摩擦补偿器，解决了转台低速运行时不能准确得到速度信号的摩擦补偿问题。     

图像辅助导航系统中量测矩阵的确定

文中基于准三维模型对惯导系统误差校正的思想，利用摄像机成像系统和捷联惯导系统（SINS）相结合的方法．着重对量测矩阵进行推导。然后，采用离散卡尔曼滤波方法进行导航误差估计，并用估计出来的误差对惯导系统的输出进行修正．在一定程度上提高了导航精度，理论上大大降低了导航成本。     

外弹道测量中站址系统误差的建模和估计

针对大地测量数据不精确导致计算出的站址有误差，使测量数据系统误差超差的情况，文章讨论了如何结合多站冗余信息，得到目标高精度的位置和速度参数，并给出站址系统误差估计的问题。首先，建立了站址系统误差、弹道参数和试验跟踪数据的关系及相应的数学模型；然后，结合节省参数建模理论，运用联合处理手段，采用改进Gauss—Newton法求解方程并给出相应的误差估计；最后，给出了相应的仿真和实测数据计算。结果表明，基于靶场现有测量设备的跟踪数据，站址系统误差可以得到有效估计。     

基于主成分估计的自变量选择

研究了大型参数模型的模型选择问题，针对模型病态的情况，提出了基于主成分估计的自变量选择的Cp准则。应用于航天飞行器控制系统误差分离，以及外弹道跟踪测量系统误差估计，大量仿真计算与实测数据计算表明，运用该方法可以同时得到高精度的飞行器轨道参数控制系统误差和外弹道测量系统误差的估计。最后，提出了并行算法并分析了它的可扩展性。     

连续波雷达系统误差建模及诊断

分析了目前连续波雷达系统误差估计中存在的问题，建立了连续波雷达系统误差理论模型．经过仿真和多发试验任务实践验证连续波系统误差模型的正确性，并利用某次试验任务的实测数据进行计算，给出了连续波雷达系统误差诊断初步方法。     

速率偏频激光捷联惯导系统的误差标定

根据惯导平台转动的工作特性,采用卡尔曼滤波的方法,可实现对速率偏频系统误差参数的估计.在静基座条件下,该误差标定通过建立新系统误差方程和滤波方程的及标定过程的仿真两步实现系统的各误差项的标定.仿真表明,估计效果能满足误差标定要求.     

基于样条约束的弹道融合抗差估计方法

为提高样条约束的弹道融合处理的精度,提出了一种基于抗差估计的弹道融合估计方法,该方法根据弹道处理中各类误差特性的不同,设计相应的标准进行分离,并实现异常值修正、系统误差迭代估计和样条节点的自适应调整,利用修正后的样条函数和观测向量再进行弹道解算可有效地提高解算的精度.通过算例分析验证了该算法的可行性和实用性,计算结果表明该方法能有效地抵御异常观测、系统误差及样条表示误差对弹道解算结果的影响.     

非线性融合模型的弹道估计精度评定

针对处理测量数据的非线性融合模型所估计出的弹道参数,在分离出模型误差的基础上，考虑了模型误差和随机误差对弹道估计精度的影响，并利用Monte Car-lo的方法评估经融合处理所得弹道的估计精度。     

运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术

为防止卫星与运载火箭分离后,运载火箭末级长期在轨飞行产生空间碎片,研究了运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术。基于对椭圆轨道任务离轨时运载火箭末级最佳点火姿态的优化设计,该技术能够有效降低末级残骸飞行轨道近地点高度,减少末级残骸在轨寿命。     

双目标对时延估计被动声定位的影响

空气中针对单目标的声被动定向方法已相当成熟并在实际中得到应用,但在实际中往往存在双目标同时出现的情况,文中着重研究此种情况下对单目标方位估计的影响.针对两个目标是同一类声源的情况,利用仿真实验研究了两个目标信号在各种不同能量比（信噪比）的情况下,方向估计的误差随着两个目标之间的夹角变化的情况.实验表明,在接收到的干扰机与目标信号的能量比较小时,干扰机对估计结果的影响是相当小的,而估计误差随两个目标间夹角的增大而增大.     

相位环地月转移轨道研究

在第2阶段探月活动中，一种新型的地月转移轨道－相位环轨道得到了广泛应用，这种轨道可以提高探月任务的灵活性，并能够减少轨道修正所需的速度增量，文章对相位环轨道的基本知识，优缺点以及相位环轨轨道对于转移轨道入轨误差的修正能力和途径进行了探讨，同时对Hiten和DSPSE探月计划的转移轨道设计思想以及实际飞行中的一些问题进行了阐述。     

利用双星定位系统和雷达高度计的航天器初轨确定算法

快速准确有效地确定初轨是飞行控制中心的一项重要任务,传统的初轨确定方法一般由多个地面测控站完成,受地域局限比较大,定轨精度受地面站几何分布影响较大。利用国内双星定位系统和雷达高度计组成天基测控系统,对航天器进行初轨确定,并设计了基于级数的初轨计算算法,充分利用了双星定位系统资源,拓展了其应用范围。仿真实验证明,该算法可快速确定航天器初轨,位置误差约为420.3 m,速度误差约为30.5 m/s,有效地提高了航天器的初轨确定精度。     

测量船姿态误差影响分析

航天测量船在海上执行测控任务,其作业环境远比陆站复杂。安装在船上的测控设备的误差来源,也比陆站多,传播途径更为复杂,测量船姿态误差便是其中一项误差源。为了分析姿态误差对轨道的影响,进行了仿真试算,以任务中实测的姿态角作为真实值,对其添加一定的误差后进行仿真,比较分别利用实测数据和仿真数据进行处理后的定轨结果,考察姿态误差对轨道的影响。结果表明：姿态误差是测量船一项重要误差,对轨道的影响能基本在百米级,不可忽视,提高姿态测量的精度,能有效提高定轨的精度。     

基于转动矩阵法的火箭上面级机动程序角设计

提出一种运载火箭上面级机动程序角设计方法。采用多个参考坐标系之间的转换关系,计算转动矩阵,最终求解出上面级的飞行程序角。经过数值仿真,验证了本方法的可行性。火箭上面级作为基础级火箭和卫星等有效载荷之间的纽带可以采用此方法进行轨道设计以满足不同有效载荷对轨道参数的要求。     

超远程火箭弹道设计研究

根据射程,运载火箭一般可分为近程、中程、远程和洲际运载火箭,射程超过地球周长一半的火箭一般称为超远程火箭.当前,超远程火箭的弹道方案主要采取高弹道、部分轨道等技术,具体实现方案包括直接飞行、弹道主动段机动飞行、弹道被动段机动飞行、近地圆轨道机动飞行、近地椭圆轨道机动飞行等 5 种技术方案.对方案可行性及方案选择的判断依据进行研究,分析各技术方案的弹道特点,并与标准洲际射程参数进行对比,为超远程火箭的弹道技术方案的选择提供了借鉴.