IMM-EKF的弹道导弹轨道实时动态预测

快速准确的导弹轨道预测是有效进行导弹防御的前提。提出一种基于IMM-EKF的弹道导弹轨道实时动态预测方法,对导弹发射点和落点分别进行动态预测研究。首先,构建不包含导弹先验信息的IMM-EKF弹道估计器;其次,定义一种模型概率累积因子,用于估计导弹的关机时刻及相应的运动状态;最后,基于导弹运动状态的实时估计,动态预测落点和发射点。仿真实验结果表明:该方法能实时动态预测导弹发射点和落点;发射点预测应利用主动段状态估计,而落点预测则在导弹自由段早期进行为宜。     

垂线偏差对弹道导弹命中精度的影响

本文讨论垂线偏差对弹道导弹命中精度的影响。首先,通过导弹主动段飞行中垂线偏差影响的分析,获得关机点条件的摄动。然后,通过对脱靶系数的分析,得出结论:必须用考虑地球旋转的关机点参数来计算脱靶系数。文章导出利用不考虑地球旋转的关机点参数求取考虑地球旋转关机点参数的解析表达式。利用这个解析结果,可以计算在任意发射条件下的关机点参数,而无需去积分微分方程组,用这些关机点参数即可计算脱靶系数。就本文提供的方法与直接积分弹道方程的计算结果而言,脱靶量的相对误差小于2%,绝对误差约为30米。最后,本文给出全程制导下计算垂线偏差的脱靶量的表达式,并对惯性制导修正脱靶量的方法进行了讨论。     

一种基于BLUE的弹道目标跟踪滤波器

弹道目标跟踪问题中动态方程与观测方程皆为非线性,影响跟踪精度。使用最优线性无偏估计方法可以有效地解决观测的非线性问题,而蒙特卡罗滤波方法适用于目标状态的非线性估计。将快速高斯粒子滤波与最优线性估计方法作了有机结合,通过对典型的弹道目标跟踪模型进行仿真,发现新算法在精度与实时性上优于粒子滤波。     

单星观测下弹道导弹状态估计与预测误差分析

如何利用预警卫星提供的弹道导弹主动段状态信息,以及被动段的预测信息引导预警雷达及时捕获弹道导弹目标,是反导预警信息系统的一项重要功能。为此,需要准确获取目标的状态估计与预测误差。针对单星观测下基于标准模板的弹道导弹主动段状态估计算法,获得了关机点状态参数以及估计误差,为改善状态估计提供了依据。在此基础上建立了预测误差估计模型,为优化设定预警雷达搜索区域奠定了基础。     

登月舱制动段最优机动中的状态跟踪

本文根据登月舱的运动方程,在固定推力条件下,给出最优推力方向。在最优推力方向上对摄动方程加入自适应调节控制,得到状态跟踪的稳定性,使受控系统的输出跟踪状态精度得到保证。     

无人机配载弹射式导弹静稳定性分析

通过刚体飞行六自由度动力学方程建立弹射式导弹初始段无控飞行模型,并结合弹射装置动力模型和导弹发动机推力模型进行仿真计算。基于无控飞行模型和仿真结果分析了无人机配载弹射式导弹发射特性,在导弹初始飞行段对机弹分离安全性和导弹姿态控制要求进行了研究。对导弹不同静稳定度下的运动特性对比分析,分别给出了满足各种安全和控制要求的导弹静稳定度范围。进一步综合所有安全和姿态控制要求,得到了满足所有要求的最佳静稳定度。经过一个实例的仿真研究,结果表明建立的模型与所用到的方法是合理有效的。     

垂发超近程导弹弹道优化设计

垂发超近程导弹弹道优化设计是通过设计飞行攻角和发动机推力参数使得导弹性能指标达到最优或次优。针对超近程导弹垂直发射的特点给出发动机推力的分段准则,设计导弹初始飞行状态、飞行过程状态和终端弹道状态参数等约束条件,建立导弹运动学模型和多约束条件下弹道优化模型。基于hp-伪谱法将弹道优化问题转变成非线性规划问题。最后将优化方案所得的结果和遗传算法的优化结果进行对比分析验证优化方案的合理性。仿真结果表明可为垂发超近程导弹弹道设计提供参考。     

带扫描装置的末制导导弹控制系统

为增加舰艇摇摆状态下导弹捕获目标的概率,通过对舰空导弹在随机扰动条件下跟踪系统正确瞄准并捕获目标的末制导算法进行阐述,从实现所需要的导弹飞行轨迹出发,提出了自动驾驶仪的控制律,并给出针对快速性的最优制导的飞行轨迹仿真结果.     

弹道导弹关机点状态估计的指数加权递归最小二乘方法

在双星预警条件下,将指数加权递归最小二乘算法应用于目标关机点状态估计问题中。通过引入加权因子对目标助推段运动的局部拟线性特性进行描述,从而在一定程度上克服了一般的线性多项式模型难以准确刻画整个助推段运动的难题。通过对助推段目标动力学特性的分析,考察了目标在垂直射面方向上的运动特性。在此基础上,提出了一种更为准确的助推段运动模型。仿真算例表明,所提出的关机点状态估计方法相对于传统的方法具有一定的优越性。     

基于抗差Kalman滤波的航空发动机测试数据预处理技术

针对使用标准Kalman滤波算法不能准确处理包含粗差的航空发动机测试数据的问题,在分析标准Kalman滤波算法准则和观测误差对滤波估计结果影响的基础上,采用动态调整观测信息在滤波估计结果中权重的方法,给出了基于抗差M估计理论的抗差Kalman滤波准则和递推公式。对不同的发动机测试数据分别采取序列滤波的方法,减少了运算量。基于常加速度模型,建立了测量参数的状态空间方程和测量方程。以包含粗差的某型涡扇发动机稳定工作过程的模拟测量数据为例,采用所设计的抗差Kalman滤波器对其进行预处理,与标准Kalman滤波算法处理的结果对比表明,在模型误差一定的情况下,抗差Kalman滤波算法具有更好的估计精度。     

近程防空导弹发动机推力方案优化研究

以近程防空导弹为背景,探讨了双脉冲推进技术对导弹性能的提升效果。建立了飞行弹道的数学模型,给出了制导方法及推力模型,借用遗传优化算法,以扩大导弹近界至远界各典型弹道的末速度为优化目标,对各种推力方案下推力参数进行了优化。研究表明,相比于传统单级推力形式,双脉冲推力对近程导弹末速度提升明显;优化得到了使导弹末端机动性能最优的双脉冲推力方案,为近程防空导弹双脉冲发动机的设计提供了理论依据。     

基于滑动窗口的三维机动目标在线Kalman滤波研究

对机动目标的在线跟踪是军民领域中的重要研究课题。基于雷达数据设计了一个实现三维机动目标在线跟踪的模型。首先,针对一类三维机动目标的跟踪模型,利用窗口平滑的方法获得了运动方程噪声的功率谱密度矩阵;其次,通过构造目标的运动方程和观测方程,利用Kalman滤波给出目标的最优估计。数值例子表明,对于高机动目标,该方法能够提供比较好的跟踪效果。     

基于模糊交互式多模型算法跟踪临近空间目标

由于临近空间高超声速飞行器采用非弹道式机动飞行方式,飞行速度、高度、加速度不断变化,目标机动具有长周期机动特点,而且临近空间目标飞行速度快,具有较高的升阻比,且在大气层内长时间飞行,其运动轨迹往往呈现出"跳跃"特征,给地面防御系统对其定位和跟踪带来了巨大的困难,传统的滤波算法无法给出精确的目标状态估计,跟踪性能变差。为了更好满足非机动式弹道滤波的需要,通过模糊逻辑算法与交互式多模型算法相结合,形成模糊交互式多模型算法,实现对临近空间目标飞行器跟踪,并保证了定位跟踪精度在允许范围之内。Matlab仿真结果验证了算法的有效性。     

单段导弹弹道轨迹B样条稳健回归分析

利用B样条基构建了导弹弹道位置、倾角和偏角的拟合函数.利用导弹飞行观测数据,运用稳健回归方法,结合导弹运动学方程对导弹飞行轨迹进行拟合,并进一步分析了拟合误差.对导弹测试数据进行了反复计算、拟合和验证,结果表明:模拟计算结果和真实轨迹的误差可以控制在1 mm内,能较为精确地拟合导弹飞行轨迹曲线,对导弹飞行性能和故障分析具有指导意义.     

基于预测碰撞点带落角约束的导引律设计

为提高导弹导引精度,增强对落角的控制,针对带倾角运动的目标,推导了攻击运动目标带落角约束的偏置比例导引律。通过在偏置项中加入导弹-目标的相对运动状态,实现对带倾角运动目标指定角度攻击;考虑到导弹带落角约束攻击运动目标时传统剩余飞行时间估计精度不高的问题,通过对弹目碰撞点的预测,在推导的导引律基础上设计了基于预测碰撞点的剩余飞行时间估计方法。仿真结果表明:在不同的落角约束下,设计的基于预测碰撞点的剩余飞行时间估计方法估计精准;推导的攻击运动目标带落角约束的偏置比例导引律攻击精度高,对落角控制强,过载分布合理。     

反辐射导弹目标视线角解算抗关机制导方案

提出了一种被动雷达导引头与捷联惯导系统相结合的复合抗关机制导方案。该方案利用捷联惯导系统提供的导弹运动信息及目标雷达关机时导引头的观测信息,对目标视线角进行解算,从而保证导弹在目标雷达关机后仍能继续沿预定弹道飞行,同时保证目标雷达再次开机时导引头对目标的可靠捕获。     

某型加速度计装配技术问题研究及对策

<正>通过对某型加速度计装配过程各环节分析研究,找出了影响加速度计失准角超差的因素,有针对性地提出解决措施,并经批量生产验证,切实提高了加速度计生产合格率,取得了较大的军事和经济效益。引言某型加速度计是某型导弹飞行控制舱配套使用的核心惯性测量组件,安装在导弹相互垂直的空间三维方向上,通过敏感相应方向的加速度,输出与输入加速度成比例的电信号,为控制系统提供准确加速度数据,与陀螺共同为导弹提供飞行     

通用扩张状态观测器鲁棒飞行控制方法

针对存在参数不确定、外界干扰与测量噪声情况下飞行控制问题,提出一种基于通用扩张状态观测器的鲁棒飞行控制方法。首先基于状态相关的Riccati方程（SDRE）控制方法,对飞行器俯仰通道非线性模型进行扩展线性化;而后引入基于通用扩张状态观测器的控制方法,设计干扰补偿增益,实现对外界干扰的估计与补偿;最后通过在线解算状态相关矩阵及代数黎卡提方程,得出状态反馈增益与干扰补偿增益,实现对飞行器期望攻角的跟踪控制。通过与已有方法进行对比,验证了本文所提方法不仅对系统模型不确定性与外界干扰具有较强鲁棒性,而且在较大测量噪声情况下,其依然能够保证良好的跟踪控制效果,具有较强的工程应用价值。     

基于通用扩张状态观测器的鲁棒飞行控制方法

针对参数不确定、外界干扰与测量噪声情况下飞行控制问题,提出一种基于通用扩张状态观测器的鲁棒飞行控制方法。基于状态相关的Riccati方程控制方法对飞行器俯仰通道非线性模型进行扩展线性化;引入基于通用扩张状态观测器的控制方法,设计干扰补偿增益,实现对外界干扰的估计与补偿;通过在线解算状态相关矩阵及代数黎卡提方程,得出状态反馈增益与干扰补偿增益,实现对飞行器期望攻角的跟踪控制。与已有方法对比表明,所提方法不仅对系统模型不确定性与外界干扰具有较强的鲁棒性,而且在较大测量噪声情况下,其依然能够保证良好的跟踪控制效果,具有较强的工程应用价值。     

文摘大观

导弹分为弹道导弹和巡航导弹两种。所谓弹道导弹,是指在火箭发动机推力作用下按预定程序飞行,关机后按自由抛物体轨迹飞行的导弹。根据美国会研究服务局的研究报告显示,目前,全世界大约有42个国家和地区拥有和部署了弹道导弹。其中,16个国家和地区具备生产弹道导弹的能力,他们分别是美国、法国、俄罗斯、中国、朝鲜、韩国、印度、巴