基于在线修正弹道模板的主动段弹道跟踪方法

为了提高在线跟踪主动段弹道导弹的精度,提出了基于在线修正的弹道模板方法,详细构建了空气动力、推力、重力、科氏力、牵连惯性力等的动力学模型,结合不敏卡尔曼滤波和粒子滤波算法,对弹道模板参数进行在线校正及对导弹目标进行实时跟踪。在仿真过程中,基于加加速度模型和当前统计模型构建了交互多模型算法,并将该算法结合不敏卡尔曼滤波和粒子滤波算法与在线修正的弹道模板方法进行比较分析。仿真结果表明,该方法能够对弹道模板参数进行准确估计并能获得比交互多模型算法更高的跟踪精度。     

基于模板弹道估计算法的一种修正

针对当前基于模板的弹道估计方法,通过对影响弹道主动段非平面特性的因素进行分析,并主要考虑地球自转的影响,提出了导弹关机点位置和速度估计的修正方法,对于提高预警系统弹道估计和落点预报精度具有一定的意义.     

火箭弹主动段弹道的轨线灵敏度

本文在给出火箭弹主动段的状态方程后．导出了各种情况下计算轨线灵敏度的方程式．     

多管火箭弹弹道参数卡尔曼滤波估计方法

在研究多管火箭弹被动段弹道修正问题中,利用不完全弹道参数测量值对全弹道参数进行卡尔曼滤波估计,从而获得更精确的弹道参数值．并给出一个计算实例。     

基于轨迹特征的弹道主动段动态RCS研究

随着导弹突防技术的发展,对及早获取进攻导弹特征信息的要求越来越高。利用弹道导弹在主动(?)的运动轨迹特征,提取其姿态角变化规律,根据姿态角的变化,采用物理光学法(PO)与等效电磁流法(MEC相结合的方法快速计算弹道导弹动态RCS序列,并与分离后的RCS序列进行比较,结果表明弹道导弹主动(?)的动态RCS序列充分体现了导弹的运动特性,并且利用其可初步提取导弹的分离时刻与分离速度。     

简化弹道设计方法在运载火箭型号论证中的应用

针对运载火箭构型不确定、目标轨道多、最优化设计工作量大的问题,提出了一种简化弹道设计方法。通过简化动力学方程及设计变量,将构型不确定且难以建模的非线性规划问题转变为适用于多种构型且方便寻优的简化弹道设计方法。对运载火箭执行不同的目标轨道任务进行了分析,将所有的任务按照有无滑行段进行了分类,提出了针对不同任务的弹道拼接方法。采用该简化弹道设计方法对CZ-3B和Falcon9 2种不同构型的火箭实际飞行曲线进行拟合,验证了简化弹道设计方法的正确性。     

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.     

基于UKF的主动段弹道跟踪算法

利用预警卫星视线(LOS)测量对弹道导弹目标的跟踪问题是空间预警系统的关键技术.提出了基于弹体旋转的主动段动力学运动方程,解析表达了导弹推力加速度值和导弹在重力作用下姿态的变化特性.引入一种新的滤波估计算法UKF,通过特别选取一些样点,给出随机变量经过非线性变化后的均值和方差,得到滤波器基于非线性方程的更新,避免了非线性方程的线性化.通过Monte-Carlo仿真,与其它算法比较,说明该算法具有更好的适应能力,跟踪性能更好,适用于空间预警系统.     

基于卡尔曼滤波的弹箭飞行状态估计方法

为了快速、准确地获取弹箭飞行状态参数,讨论了采用不同卡尔曼滤波的弹道估计过程.采用质点弹道模型,考虑了动力平衡角的影响,以随机横风为过程噪声,建立了弹箭飞行状态方程;基于实测的弹箭位置、速度参数,建立了量测方程;分别采用扩展卡尔曼滤波(EKF)和线性化卡尔曼滤波(LKF)对测量数据进行最优估计,提出一个弹道滤波混杂算法.以某低旋尾冀弹为例,在坐标雷达探测体制下进行了仿真计算.结果表明,混杂算法减少了系统的在线计算量,提高了弹箭飞行状态的估计精度.     

升力式飞行器助推段多约束弹道优化设计

升力式飞行器助推段弹道设计面临着复杂大气飞行环境下多约束耦合条件下的运载能力优化难题,需要在满足分离高度、攻角量值与变化率限幅、入轨点高度与倾角等约束下,通过设计助推段程序角,使得入轨点速度最大.为了寻求一种快速解决这一问题的工程设计方法,以三级固体运载器为研究对象,提出了升力式飞行器助推段多约束弹道设计方法,通过设计...     

基于滑动参数实时估计的履带车辆运行轨迹预测方法研究

要实现履带车辆的无人驾驶,在轨迹规划阶段需要准确预测其未来一段时间内的运动轨迹,然而履带与地面之间的滑动使车辆运动轨迹的准确预测变得非常困难。通过研究转向过程中履带接地段的运动,建立基于瞬时转向中心的履带车辆运动学模型。针对车辆的相对位姿是滑动参数的泛函,雅可比矩阵难以求解的问题,通过对泛函微分方程线性化,推导了雅可比矩阵的解析解。根据车辆相对位置计算值和测量值的差值,运用Levenberg-Marquardt算法迭代求解滑动参数,并结合给定控制序列预测未来一段时间内车辆的运动轨迹。该方法不需要提前知道土壤参数,并且能够实时估计滑动参数,以适应路面变化。实车试验结果表明,与传统轨迹预测方法相比,利用该方法预测车辆轨迹时,车辆位置偏差减少30%以上。     

基于半参数回归的外弹道节省参数估计

给出了基于双星、光雷的联合测量模型,建立了基于半参数回归的外弹道节省参数估计模型,给出相应的算法与计算步骤.理论分析表明,基于半参数回归的外弹道节省参数估计算法能有效地消除非线性因素对参数估计性能的影响,其估计精度优于经典的节省参数建模方法.仿真结果表明该算法是有效的.     

高超声速飞行试验助推段弹道优化方法

为减小高超声速飞行试验助推段飞行环境的恶劣程度,提出了一种生成三自由度最优弹道的方法。采用基于攻角编码的遗传算法,并用三次样条对攻角-时间历程进行平滑处理。优化过程首先搜索满足窗口参数的可行解,然后以攻角范围、最大动压、最大法向过载等参数为目标函数,以窗口参数为约束,搜索飞行环境恶劣程度最低的最优化弹道。计算结果表明,该算法能够避免理论弹道中存在局部高风险阶段的情况,并具有良好的鲁棒性。     

最小二乘法重建主动段弹道及其精度分析

以最小二乘法为基础,引入离散的标准正交多项式,使计算过程中不涉及矩阵求逆运算.利用基于标准弹道生成的"外测数据"拟合了主动段弹道,分析了拟合精度并讨论了拟合曲线阶数及分段数对拟合精度的影响.仿真结果表明,根据弹道特性进行适当分段能获得较高的拟合精度,可用于弹道重建.     

某高超声速飞行器助推段纵向控制策略研究

为解决某高超声速飞行器助推段纵向控制的问题,以火箭助推垂直发射式飞行为对象,对其高超声速飞 行器助推段纵向控制策略进行研究。根据飞行器的飞行环境和自身结构,给出特性分析并剖析了控制难点,建立运 动参数时变模型,提出纵向姿态控制、增稳控制和迎角保护策略。分析结果表明：从稳定性和操纵性两方面与迎角 相比,俯仰角控制器具有更好操稳性,俯仰角速率指令内回路在助推段相比于阻尼内回路具有更好的鲁棒性。