航天飞行器多站定轨及误差分析

研究了在航天飞行器外弹道测量中，有多种设备跟踪测量下，飞行器的定轨方法和系统误差估计方法，并讨论了测量误差与飞行器轨道误差的传递关系 。     

通过"建立月球垂线"实现月球软着陆方法研究

提出了使用一种工程上易于实现的方法－“建立月球垂线”的方法实施登月软着陆,给出了该方法的理论推导和误差估计。     

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。     

扫描镜光轴扰动引起扫描地球位置误差分析

卫星运行中有效载荷热变形和卫星轨道、姿态等长周期变化会导致成像仪和垂直探测器扫描镜光轴的扰动,针对这种扰动引起的扫描地球位置误差进行了分析。首先分析了扫描镜的运动规律,根据坐标转换关系推导了扫描镜光轴扫描地球位置的矢量关系,通过仿真分析了光轴扰动产生的扫描轨迹地面投影误差。仿真结果表明,偏航轴产生的地面轨迹扫描误差不必进行补偿,图像运动补偿(IMC)主要对滚动角和俯仰角产生的扫描误差进行补偿。所得结论为图像运动补偿(IMC)提供了依据。     

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。     

平显火控系统误差分析

讨论了平显火控系统的原理误差、测量参数误差、显示器误差,分析了这几种误差的形成及结果,并对几个主要误差提出了解决方法及补偿措施。     

捷联惯导误差分析与误差补偿

捷联惯导系统中的误差分析可确定各种误差源对系统的影响,并根据精度要求可恰当分配惯性测量元件的误差差和选择合理的惯性器件。通过对捷联惯导系统中的误差模型进行分析,针对系统精度要求,进行误差分配。对系统误差补偿模型,进行标定实验,确定了本套系统误差补偿系数。最后通过弹道仿真,对不同水平和众多误差因数采用了均匀设计法,得到CEP值。     

基于测量时差和方位角的定位方法的误差分析

为实现对静/动目标的有效定位,推导出定位精度的几何稀释（Geometric Dilution of Positioning Accuracy,GDOP）的协方差矩阵计算公式和GDOP的影响因素。利用时差和目标方位角对静/动目标进行定位的基本原理,可得到定位精度的一般表达式及其理论曲线,以及其目标和接收机之间的相对几何关系与测量误差的关系,可有效实现对静/动目标的定位。     

制导工具误差分析

对战略导弹在飞行试验环境下的制导工具误差分析方法进行了应用研究，并对制导工具误差进行了示例分析。     

惯导轨迹发生器误差引入研究

轨迹发生器为捷联惯导算法程序提供仿真测试数据。选定理想轨迹,用捷联惯导原理逆向解算出元件输出,引入误差后输入捷联惯导算法程序,得到解算轨迹。针对传统捷联惯导轨迹发生器引入误差不全面的问题,提出全面考虑误差的新型轨迹发生器。用元件真实数据分析出各项误差,将各项误差引入理想元件输出,得到较传统捷联惯导轨迹发生器更加接近真实情况的轨迹数据。仿真结果表明,新型轨迹发生器较传统轨迹发生器更加接近真实情况,是一种可靠的捷联惯导轨迹发生器。     

自由飞行轨道解析解的中间轨道方法

本文给出了一组不仅能用于卫星轨道计算，同时也能用于导弹自由飞行轨道的中间轨道计算公式。引组公式的解与二体问题解有很好的可比性。由于导弹轨道与卫星轨道有很大不同，故计算中的各使用常数的取值范围也有很大不同。     

弹道导弹防御预警系统弹道预测误差分析

基于所建立的辅助坐标系,通过一系列坐标变换对弹道导弹中段防御预警系统的弹道预测过程进行了合理分解,有效地简化了预测状态的表达形式和计算过程.在此基础上对跟踪雷达正弦坐标系下弹道预测的误差进行了分析,给出了误差的工程计算方法和蒙特卡洛仿真结果.分析过程和仿真结果表明,利用该方法得到的预测误差与实际预测误差水平相吻合,其计算过程较传统方法简单、高效.     

基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计

对于运载火箭发射探月返回飞行试验器任务,火箭末级会跟随试验器再入返回地球,因其再入速度快、落区散布范围广,存在严重的安全隐患.为解决末级再入带来的安全性问题,提出基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计方法,使末级进入绕地月飞行的大椭圆轨道.利用钝化推力实现月球引力辅助变轨,进而达到优化绕地月飞行轨道近地点高度的目的.     

光学跟踪测量数据及处理对飞行器航迹定位精度的影响分析

通过对光电经纬仪系统误差、设备布站、跟踪测量环境和数据处理方法等方面分析,对影响光学测量数据处理精度情况进行了阐述,为外弹道的数据处理精度分析提供了有效的技术支持。     

导弹武器系统飞行试验测量误差分析与处理

从导弹武器系统飞行试验的落点精度与误差的基本概念入手,分析了样本数据中的误差对精度评定的重要影响,给出了消弱系统误差的方法,并提出异常值的处理方法及检验准则.     

机动飞行器的效能影响因素分析

针对防御系统目标跟踪和轨迹预报的原理,分析目标机动参数对估计误差和预报误差的影响因素,以及预报误差对拦截飞行器脱靶量的影响。以脱靶量为指标,分析目标机动的效能。研究结果表明,增加机动加速度大小、增加机动持续时间、选择合适的机动开始时刻可以增加估计误差与预报误差,从而增加脱靶量,提高目标机动的效能。     

沿飞行弹道的扰动引力逼近方法

为实现导弹飞行过程中的扰动引力补偿,提出了一种基于网函数逼近理论的扰动引力模型构建和快速赋值方法。推导了该方法的赋值误差,分析了影响赋值精度的主要因素,计算了该方法应用于不同射程、不同射向及不同区域弹道中的扰动引力重构结果以及由赋值误差产生的落点偏差。结果表明,对于射程为12 000 km的弹道,当存储量约为1 000个数据时,即可将赋值误差及其引起的落点偏差控制在10^-2 mgal量级和8 m以内,全程弹道生成时间远小于其他方法。该方法能够实现沿任意飞行弹道的扰动引力快速赋值,其赋值精度、计算速度和存储量均满足弹道计算要求。     

基于盲源信号分离的加工误差分离方法研究

针对当前加工误差分离方法无法分离相近尺度系统误差的缺点,提出了一种基于独立成分分析的加工误差分离方法。建立了各误差源所导致的系统误差和总的系统误差之间的传递模型;根据盲源信号分离相关理论,建立了基于负熵固定点算法的加工误差分离模型,实现了相近尺度的系统加工误差分离,并利用主成分分析法给出了误差源数量确定的方法。以某陀螺仪的某加工面加工误差分离为例对所提出的方法进行了验证,结果表明所提出的误差分离方法可有效实现相近尺度的加工误差分离。针对当前加工误差分离方法无法分离相近尺度系统误差的缺点,提出了一种基于独立成分分析的加工误差分离方法。建立了各误差源所导致的系统误差和总的系统误差之间的传递模型;根据盲源信号分离相关理论,建立了基于负熵固定点算法的加工误差分离模型,实现了相近尺度的系统加工误差分离,并利用主成分分析法给出了误差源数量确定的方法。以某陀螺仪的某加工面加工误差分离为例对所提出的方法进行了验证,结果表明所提出的误差分离方法可有效实现相近尺度的加工误差分离。     

战术导弹的弹道仿真模型

以假想的战术导弹弹道仿真为背景,对弹道仿真过程中所需的地球模型与地球引力、大气模型与空气动力以及六自由度弹道计算方程进行研究.其弹道计算方程采用发射坐标系,首先通过三自由度弹道仿真验证制导规律,再利用该仿真结果进行控制系统设计,控制系统完成后再进行六自由度弹道仿真,以验证控制系统的正确性与适用性.结果表明,所建模型合理,符合该战术导弹弹道仿真的需要.