基于飞行器测量数据误差分离的融合算法

讨论利用飞行器的内外弹道测量数据分离控制系统误差和外弹道跟踪系统误差问题。在惯性坐标系的速度域上,通过内弹道测量数据和控制系统误差系数表示内弹道及联系内外弹道的微分方程,建立了基于内外弹道测量数据和非线性融合参数模型,给出了模型的优化方法,参数估计方法及算法。文中方法直接在内外弹道测量数据上建模,模型物理背景明确,可通过对测量原理的分析,提高误差分离精度。计算结果表明,该方法计算速度快、精度高、稳健性好。     

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 。     

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。     

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。     

基于最优模型选择的多信标长基线定位系统误差辨识方法

为辨识多信标长基线定位系统误差,及提高定位精度,针对目标安装多个信标且目标体积不可忽略的情况,构建了多信标体制的长基线水下定位模型。进一步针对测元系统误差中包含的声速误差、时延误差,在多信标体制定位模型的基础上,构建了多类系统误差辨识模型,并结合水下目标定位过程,计算时延残差,构建模型最优检验统计量,给出了系统误差模型的最优选择准则,实现水下目标位置参数和系统误差参数的有效估计。仿真结果表明,该模型最优选择准则可以有效选择合适的系统误差辨识模型,提高长基线水下目标的定位精度。提出的基于最优模型选择的多信标长基线定位系统误差辨识方法可为水下目标定位试验提供理论支撑和有效参考。     

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.     

再入飞行器弹道参数自适应稳健估计方法

建立了飞行器再入段动力学模型.通过对再入过载值的融合,避开了对弹道系数和大气密度的近似,使得再入动力学模型更加准确;通过对自适应Kalman滤波算法的简化,得到了再入弹道参数的精确、稳健的估计.仿真算例表明该方法可以在系统建模误差、传感器测量噪声模型未知的情况下得到相当好的结果.     

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     

测速数据模型误差对弹道参数的影响分析

针对高精度测速雷达系统跟踪测量数据所存在的模型误差问题,分析其距离和变化率测速测元数据的模型误差对航天器飞行弹道参数确定的影响情况,建立了相应模型误差引发弹道参数误差的计算分析模型.通过仿真计算及定量分析,得出模型误差引发的目标弹道参数确定的误差范围及趋势.此方法可为飞行目标的弹道参数确定提供有效的分析手段.     

制导工具误差线性模型的改进

针对制导工具误差系数分离在工程应用中遇到的外弹道跟踪“失锁”、某些段落精度较低、真零点的确定等问题。改进了工具误差线性模型,建立增量模型,即可选择精度高的外弹道数据,舍弃“失锁”段落和精度低的段落,确定真零点。利用该模型和常用的估计方法进行了数值仿真计算,计算结果表明,该模型在工程应用中是适用的。     

非线性模型参数的主成分估计及应用

构造了一般非线性模型的主成分估计,给出了参数估计的估计精度．利用了该估计,得到了远程火箭的轨道参数、制导工具系统误差和外弹系统误差的高精度估计．     

发射点定位误差对飞行器轨道融合解算精度的影响

在靶场试验中,发射原点初始状态(位置、发射方位角等)准确与否非常重要.依据轨道数据处理的流程,在理论上给出了发射原点误差对非线性融合方法解算外测轨道的影响.建立了发射原点不准对于发射坐标系与测量坐标转换的关系;并利用非线性融合算法,研究了发射原点的误差对轨道参数的影响.仿真计算结果表明,发射原点误差对于飞行器精度分析与精度鉴定有较大影响,需要重点考虑.     

基于径向基函数神经网络的光电系统自适应控制

针对光电跟踪系统对于跟踪目标的高精度需求,在硬件设计选型、装调适配完成后,通常需要伺服控制系统设计合理的算法以改善跟踪精度.为持续提高伺服控制系统的综合能力,首先分析跟踪精度的误差模型,通过理论推导以及典型数值计算仿真的方式,验证伺服控制器控制增益对于跟踪精度改善的重要性.在对比多型控制算法基础上,提出基于径向基函数神...     

微波交会对接雷达目标跟踪的卡尔曼滤波器设计

针对空间交会对接应用中追踪航天器对目标航天器的精密跟踪,采用三阶修正卡尔曼滤波器直接在球坐标系下对径向距离和径向速度进行联合跟踪,采用2个结构一致的二阶修正卡尔曼滤波器分别对俯仰角和俯仰角速度、方位角和方位角速度进行联合跟踪。提出一种状态噪声的实时估计算法,有效地解决了卡尔曼滤波应用中状态噪声的参数设计问题。仿真结果表明,本文设计的卡尔曼滤波器能够精确地跟踪目标航天器,同时具有较强的动态适应能力。     

一种改进的迭代学习控制方法及其应用

针对非线性系统的学习控制问题,提出了一种改进的迭代学习控制方法.该迭代学习控制方法同时利用系统中前次迭代控制的跟踪误差信息与当前的跟踪误差信息,以及它们各自的微分信息,且采用可调的迭代学习系数,根据系统误差的变化及时地调节学习系数,从而提高了目标的跟踪能力.通过分析,给出了此迭代学习控制方法收敛的充分条件.仿真结果验证了此学习控制方法的有效性.     

基于惯性/星敏感器的高精度定姿方法研究

研究了利用惯性导航系统与星敏感器进行组合定姿的方法。首先,分析惯导系统和星敏感器的误差源,选取惯导系统误差作为组合系统的状态,获得系统状态方程。然后,利用惯导系统输出的飞行器位置、速度和姿态等信息来构造恒星矢量等效观测值,将其与星敏感器实际观测到的恒星矢量相减作为量测,构造出量测方程。最后,利用卡尔曼滤波技术,设计惯性/星敏感器组合定姿算法。仿真结果表明,基于惯性/星敏感器的组合定姿方法达到了6角秒的定姿精度,非常适用于空间飞行器的高精度定姿。     

事件驱动多关节机械臂轨迹跟踪自适应鲁棒控制

针对具有不确定干扰和建模误差的多关节机械臂轨迹跟踪控制问题,基于自适应鲁棒控制算法提出事件驱动跟踪控制器。通过自适应鲁棒控制保证多关节机械臂轨迹跟踪精度,处理不确定干扰和建模误差带来的不确定性影响。利用事件驱动控制框架,以当前跟踪误差和期望状态等变量作为输入定义事件驱动系统的变量。根据Lyapunov稳定性理论获得了驱动条件,且证明了无Zeno现象发生,使系统在满足驱动条件时更新控制指令,从而减少系统能耗与通信频率,提高系统的可靠性,保证多关节机械臂跟踪控制系统半全局最终一致有界。通过仿真验证了理论结果的有效性。