基于弹道速度最小点的弹道辩识快速算法

通过对大量弹道仿真数据的分析，提出了基于弹道速度最小点的弹道辩识快速算法，并从理论上证明了该算法的正确性。仿真分析表明，该算法对弹道的识别精度较高，非常适合于质点弹道模型为基础的常规火炮弹药的弹道辩识。     

一种新的滑动型弹道数据融合算法

为了改善多测速条件下逐点多站最小二乘弹道计算方法的不稳定性，提出一种局部平滑的滑动型弹道数据融合算法，初步试算表明该算法的效果明显好于逐点多站最小二乘算法。该算法具有较好的实时性，可用于弹道的实时解算。     

基于改进遗传算法的内弹道多参数符合计算

基于内弹道计算模型，分析了内弹道参数计算原理．对基本遗传算法进行了改进，使用了自适应的交叉算子和变异算子，并应用于内弹道多参数符合计算．算例结果证明该方法完全满足工程实际要求，具有收敛速度快、符合精度高的特性，是内弹道多参数符合计算的理想算法之一．     

强约束条件下外弹道实时解算算法通用性研究与验证

对基于弹道微分方程的强约束条件下外弹道实时解算算法进行了简要介绍,对其通用性进行了理论分析,并且基于此算法构建的解算模型,对2种穿甲弹进行了在只有射击试验数据的强约束条件下的外弹道解算测试,验证了该算法在具有通用性、强约束性的同时,其解算精度和实时性均可满足当前战车火控系统要求.     

基于高斯伪谱法的枪榴弹制导算法

针对目前枪榴弹制导算法稀少，传统中大口径弹药的制导方法不适用于枪榴弹制导等方面的问题，提出基于高斯伪谱法的枪榴弹制导算法。该算法利用高斯伪谱法规划出一条最优弹道作为标准弹道，依据实时弹道和标准弹道的偏差生成制导指令。以修正能量和制导精度为指标，对该算法进行仿真验证，结果表明该算法具有修正能量小、制导精度高的特点，易于在枪榴弹上实现与应用。     

求解目标点弹丸飞行时间的一种快速算法

提出一种在保证一定计算精度的前提下，只解一次弹道方程组就可求得未知射角目标点相应弹丸飞行时间的算法，耐不需要在先求得准确射角后再解一次弹道方程组求解。该算法适用于解弹道方程组求解射击诸元方法的解相遇算法。对于活动目标射击时解弹道方程组求解射击诸元。该方法具有一定现实意义。     

某型导弹飞行轨迹的仿真

结合导弹在不同时刻的速度记录数据，提出了一种不同于求解弹道方程的算法来模拟计算导弹飞行轨迹，计算结果表明，该算法具有计算效率高、弹道精度高等特性，能够很好地满足该型导弹的仿真需求，     

运载火箭控制系统弹道选择的设计与实现

运载火箭弹道数据的可靠性和准确性会对安判结果产生非常重要的影响．为此，针对系统弹道数据的特点，提出了一种3层结构的弹道选择模型，设计了实时弹道选择和仿真系统，其基本思想是把测量设备的精度与火箭弹道的先验知识相结合，先确定部分参数和阈值的数值，剔除跳变数据；然后利用积分算法，计算出弹道间的差异；最后判断各条弹道的可靠性，并从中选取精度最高的一条作为选优弹道．实验和仿真结果表明，该方法可以实时有效地选择火箭弹道，提高火箭安控判断的可靠性和准确性．     

外弹道测量完整性自检测和故障分离技术

为外弹道测量提供了一种新的完整性自检测和故障分离方法,并对完整性检测算法的可用性进行了分析,给出了算法实现的详细步骤.仿真结果表明,该算法在故障检测和隔离中具有较高准确性和可靠性.     

基于BP神经网络的内弹道主要诸元预测

为更准确掌握装填条件对内弹道主要诸元影响规律，提高弹道检验的快速性与准确性，引入了BP神经网络模型．以内弹道方程组解析算法部分结果作为神经网络的学习子样本集，对网络进行了训练．实例运用证明了该方法的可行性和优越性，提高了内弹道主要诸元预测的精确度．     

火星探测器轨道设计与优化技术

介绍火星探测器轨道设计以及优化技术,并对大推力轨道设计方法、小推力轨道设计方法以及借力飞行轨道设计方法等进行综合分析,为未来的火星探测器轨道设计提供参考.     

空间拦截弹道优化研究

为验证利用地基导弹进行空间拦截的可行性,对空间拦截弹道优化问题进行了描述.根据固体火箭弹道设计方法,分析了弹道的影响因素,提出基于正交设计的搜索算法,给出了详细的算法流程,介绍了搜索方向的正交设计方式和搜索过程.用该模型对某一参考弹进行了仿真计算,计算结果表明,只要弹道参数设计合适,参考弹完全可以将100 kg有效载荷送入近地轨道,满足空间拦截作战要求.     

平流层气象探测火箭载荷释放时间预测方法

为精确预测平流层气象探测火箭在卫星导航接收系统工作异常情况下的探测载荷释放时间,在高空稀薄空气条件下,分析弹道顶点高度、速度及下降时间与火箭下降段动压之间的关联,建立了利用火箭上升段海拔高度、速度及弹道倾角预测弹道顶点参数的模型,对弹道顶点速度及高度进行预测。经计算得到了火箭自弹道顶点下降至满足减速系统开伞动压的延时时间表,以及弹道顶点速度及海拔高度预测数值表,将预测数值表按弹道倾角维进行拟合,可以有效压缩表格数据容量。利用数值表插值计算实现了载荷释放时间的准确预测,具备工程应用条件。     

飞行器轨迹优化的造型降维方法

提出一种基于Bezier曲线造型的降维轨迹优化方法,用于提高轨迹优化的精度。该方法利用Bezier曲线优良的形状刻画能力描述最优轨迹,将优化问题的边界条件化为Bezier曲线的造型参数约束,从而使原问题表示为较低维含造型参数的优化问题,减少了计算量。轨迹造型法可有效协调飞行器动力学模型中不同时间尺度变量动态特性差异对非线性规划求解条件数的不利影响,更易于得到光滑最优解。按照常规高斯伪普法和网格自适应伪谱法分别对一种轨迹优化的原问题和造型降维问题进行了仿真验证,证明了所提出方法的可靠性。     

主动段弹道定位与跟踪算法

针对预警卫星测量方程的非线性,利用传统方法(如EKF)不可避免地会带来线性化误差.该文提出了几何定位卡尔曼滤波(GL-KF)方法,在主动段弹道位于过地心平面的假设下,根据2颗卫星的角度测量解算出导弹位置,将测量方程转化为线性模型,减小了测量方程非线性所带来的估计误差.在得到位置信息后,利用Kalman Filter实现对主动段导弹的跟踪.通过Monte-Carlo仿真可以看出,该方法较之EKF滤波有更好的估计精度.     

弹道修正弹综述

弹道修正弹作为继导弹后新型的精确打击弹药,以其灵活的弹道修正能力和低廉的造价,受到了越来越多国家的关注和青睐。文中介绍了弹道修正弹的基本概念,概述了弹道修正弹的发展历史及现状,分析了实现弹道修正的关键技术,主要包括实际弹道探测技术、弹道修正方案的优选和修正执行机构的设计。指出了各种技术方案的优缺点,探讨了弹道修正弹的发展方向。     

雷达航迹融合的一种测试与评价方法

雷达航迹信息融合是当前C^3I系统的研究热点之一，但尚未建立一套相关的客观测试与评价体系。本文提出一种实用的雷达航迹信息融合的测试与评估方法，介绍了多方向多批次以及多种航路条件下的测试方法，并给出了各种空情信息融合正确率的评估准则。已被应用于某C^3I研究项目中。     

基于摄动理论的动态弹道偏差阈值修正方法

基于摄动落点偏差预测的弹道修正方法具有落点偏差计算精度高,弹上计算量小等优点。研究了基于该理论在二维弹道修正应用中相关的系列问题。基于多元函数的泰勒级数展开理论,推导了完整的摄动落点偏差预测理论模型。基于摄动偏差理论提出了一种修正步长自适应的射角诸元快速求解方法,一般循环解算弹道模型不超过3次即可得到落点误差不超过1 m的射角诸元。基于不同弹道位置上平均弹道误差,给出了偏导数求解中弹道偏差设置方法。提出了一种动态弹道偏差阈值修正方法,选用该方法进行弹道修正,平均弹道修正次数减少29.1%,而弹丸落点CEP增大不明显。     

一种采用自适应变终止结点的样条求解最优轨迹的新算法

探讨了采用样条函数求解弹道参数最优问题的优越性,提出了一种自适应变终止结点的样条插值新算法,用此算法对制导航弹的弹道轨迹进行优化,得到了非常接近实际最优轨迹的解,从而证明了此算法的有效性.此新算法的优点在于它可用于求解复杂模型的轨迹最优问题,对解决实际工程优化问题具有实用价值.     

寻的防空导弹的一种弹道优化方法

为保证雷达寻的防空导弹遇到目标时脱靶量最小,分析了影响导弹视线角速度诸因素,以命中时导弹需用过载最小为条件,得到了纵向加速度和重力2项优化因子,以补偿它们带来的视线转率和弹道弯曲,实现了比例导引规律的弹道优化.仿真表明该方法对高空、高远弹道的改善效果明显,弹道变得较为平直.该方法在工程上易于实现.