估算目标加速度的方法及其在导弹制导律中的应用

引言设计导弹制导律时,通常假设目标不作机动飞行,因此应用一般比例导航法制导导弹可以得到较直的飞行弹道和较小的脱靶距离。如果目标在飞行过程中突然以某种规律机动,则应用一般比例导航法就得不到预期的效果。然而如能测量到目标加速度并用来制导导弹,就可对付这种机动。问题是如何确定目标加速度。国外七十年代后期的研究末制导规律的文献中,给出了有价值的成果。在减小终端脱靶距离的意义上,对比例导航法进行了改进。这种     

动目标的最佳纯比例导航

本文研究了具有时变导航增益的最佳比例导航(PPN)。与传统的在优化过程中假定为线性化模型的最佳PPN方法不同,本文利用了PPN精确的非线性描述解析地导出导航增益的最佳时间轨迹以使性能指数,即平方加速度积分和最终时间的加权和最小。已证明:如果用这里提出的方法确立了导航常量,那么具有常量导航增益的PPN方案不仅在截击点附近是最佳的而且对整个轨迹也是最佳的。根据非机动目标的最佳结果,为机动目标提出了递归最佳PPN方案,其中,在拦截期间递归地预测了最佳导航增益和到达时间,并且解析地评价了借助最佳递归PPN方案制导的拦截导弹的轨迹和性能。     

顺/逆轨拦截高速目标制导律性能对比研究

负比例制导(Retro-proportional Navigation,RPN)是一种新的制导律研究成果。使用负比例系数,顺轨拦截目标加速度方向与传统的比例制导(Proportional Navigation,PN)相反。推导了PN/RPN的线性形式及逆/顺轨拦截时的物理量差异,给出了比例系数的范围,以及所能拦截目标的速度范围;用伴随法分析了航向角误差、目标加速度对脱靶量的影响;最后通过仿真分析了PN/RPN的捕获区域及弹道特性。     

伴随函数法与最优制导律性能分析

为选择适合先进空空导弹使用的制导律,以最小能量需求和零脱靶量作为目标函数,使用最优控制理论在相应假设条件下推导得到了5种最优制导律:比例导引制导律(PN)、增强比例导引律(APN)、PN-M制导律、PN-MT0制导律和PN-MT制导律。介绍了伴随理论以及原系统变换为伴随系统的方法,建立了脱靶量伴随系统和加速度伴随系统,利用伴随函数理论对比分析了各制导律闭合回路中脱靶量和末端需用加速度随末导时间的变化规律,并使用蒙特卡洛方法结果与伴随法结果进行了对比。结果表明,伴随法结果与蒙特卡洛结果精确一致,但伴随法的效率是蒙特卡洛方法的几百倍。通过分析结果可知,PN-MT制导律的性能最优,脱靶量和末端需用加速度均为零;当末导时间足够时,PN-M制导律性能接近于PN-MT制导律;PN-MT0制导律性能优于APN和PN,但次于需求信息量更少的PN-M制导律;而未利用导弹动力学信息的PN和APN制导律末端需用加速度非常大。     

反临近空间高超声速目标拦截弹中末制导交接班窗口

在视线旋转坐标系下建立拦截弹与目标的相对运动方程,分析采用纯比例导引律捕获高超声速目标的充分条件,并推导出在交接班处的最优拦截几何,即零控拦截流型。定性分析了拦截弹速度、高度、导引头特性以及末制导捕获条件等在中末制导交接班时所受到的限制,在此基础上定义了中末制导交接班窗口的概念,并介绍了交接班捕获窗口的影响因素、用途、特性以及计算步骤。以纯比例导引律拦截高速目标为例,定量描述了交接班捕获窗口和零控交接班区域,并通过数字仿真实验验证了交接班捕获窗口的合理性。     

倾斜转弯导弹的最优制导

文章给出了一种最优制导规律,用于控制倾斜转弯导弹俯仰加速度和滚转速率。文中对导弹的动力学方程做了线性化的假设,自动驾驶仪假设为零延迟,利用线性指数二次高斯性能判据及哈米尔顿－雅可比－贝尔曼方程求得了制导规律的闭合解。此外,为了防止因噪声而引起过大的滚转速率指令而引入了常加速度偏量。这就表明,最优控制增益明显地计及了系统和观测噪声协方差,因此,脱靶量的平均值、最大值和标准值的偏差可得到减小。利用传统的线性二次型高斯方法与所研究的最优制导规律做了比较,证明了文章提出的制导规律性能良好。     

月球返回舱再入制导律设计

针对以接近甚至超过第二宇宙速度再入地球的登月飞行器制导任务,研究了满足热流、过载、落区等约束的返回舱再入制导律。月球返回舱是低升阻比弹道升力式再入飞行器,控制策略是改变倾侧角的符号和大小。倾侧角大小的确定转化为一个单变量非线性方程求根的问题,倾侧角符号的确定依倾侧反转逻辑来满足横向走廊,其中横向走廊设计成速度的函数。通过综合偏差的Monte Carlo仿真评价制导算法的性能,仿真结果表明制导的纵向标准偏差在30km左右,横向标准偏差小于5km。此外,分析了影响滚转速率的因素,给出了调整反馈增益系数和减小滚转速率及制导精度的关系。     

基于SRUKF仅测角导航的空间交会闭环控制协方差分析

针对基于仅测角导航的空间交会问题,开展了采用线性协方差进行闭环控制误差快速分析方法的研究。建立了基于SRUKF (Square Root Unscented Kalman Filter) 的仅测角导航算法并推导了观测敏感矩阵,构建了基于多脉冲Hill制导的闭环控制线性协方差分析模型。经算例验证,本文提出的闭环控制协方差分析结果与Monte Carlo打靶结果能够很好吻合;该方法适用于采用传统Extended Kalman Filter (EKF)的仅测角导航问题,但其迹向位置的估计存一个与该方向控制误差方差相当的偏心,其误差椭圆的长轴和短轴分别比基于SRUKF的估计结果大了24.68%和20.56%。此外,由于采用了QR分解和Cholesky 因子更新两种高效的代数运算,基于SRUKF的协方差分析模型要比基于EKF的协方差分析模型在计算速度上快了10%。     

俄罗斯的全球导航卫星系统

从80年代初前苏联就开始建造自己的全球导航卫星系统(GLONASS)。它能使数量不限的用户不依赖于气象条件在地球表面和近地空间的任何一点确定自己的坐标、速度和精确时间,并获得有关的导航信息。俄罗斯全球导航卫星系统是为国防部和国内民用用户研制的,但从1991年已开始向国际民用用户联合组织提供服务。1993年7月23日叶利钦总统签署一项命令,批准该系统为民用用户不限的商业系统,并在世界范围内招揽用户。     

X射线脉冲星导航的时延和频偏参量估计

X射线脉冲星导航(X-ray pulsar-based NAVigation,XNAV)的原始导航信息是航天器接收的X光子时间序列,在折叠过程中估计出观测脉冲轮廓与相应标准轮廓的时延、频偏和频偏变率等参量,是XNAV的关键问题.首先给出光子数序列等相位点的时间关系,利用Larsson周期折叠法和相干函数法求初步近似;然后采用最小二乘法求高级近似,并利用循环迭代得到较为精确的频偏和时延估计值.初步仿真试验结果表明:即使不进行消噪和平滑处理,该方法也可以获得高精度的估计参数.虽然这一算法较为复杂,但它证明了XNAV的导航方法是完全可行的.     

导弹制导控制系统性能评估

使用比例导引的制导飞行器,有一个测量视线角速率的目标跟踪器。由于跟踪回路增益变化,跟踪器不完善的稳定性和跟踪器加速度的灵敏度引起了跟踪器动力学的不确定性。 在包含这些不确定性的制导系统中,目标跟踪器测量噪声,像闪烁白噪声和衰减白噪声会使系统性能恶化。 在该制导系统中使用伴随方法,可以获得新的性能指标。它可以从系统性能的观点评估这种不确定性。另外,还介绍了指标与系统性能之间的关系,     

平方根无迹卡尔曼滤波仅测角导航的空间交会闭环协方差分析方法

针对基于仅测角导航的空间交会问题,开展了采用线性协方差进行闭环控制误差快速分析方法的研究。建立了基于平方根无迹卡尔曼滤波(Square Root Unscented Kalman Filter,SRUKF)的仅测角导航算法并推导了观测敏感矩阵,构建了基于多脉冲Hill制导的闭环控制线性协方差分析模型。算例验证结果表明:提出的闭环控制协方差分析结果与Monte Carlo打靶结果能够很好地吻合;该方法适用于采用传统扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)的仅测角导航问题,但其迹向位置的估计存在一个与该方向控制误差方差相当的偏心,其误差椭圆的长轴和短轴分别比基于SRUKF的估计结果大24.68%和20.56%。此外,由于采用了QR分解和Cholesky因子更新两种高效的代数运算,基于SRUKF的协方差分析模型的计算速度要比基于EKF的协方差分析模型的大10%。     

战斗机“滚筒”机动的末端规避效果

针对在线实时计算末端规避策略飞行员操纵难度大、规避效果差的现状,研究了战斗机HGB机动的末端规避效果。首先分析了HGB机动末端规避的原理;其次建立了HGB机动末端规避的数学模型;最后基于典型作战场景,研究了比例导引系数、导弹最大可用过载、制导回路延迟时间和弹目接近速度对HGB机动效果的影响,仿真得到导弹的脱靶量随HGB的机动角速度均呈先增大后减小的趋势。研究结果为飞行员选择合适的角速度范围做HGB机动末端规避时具有参考价值。     

有波动目标幅值探测前航迹的最大似然

目标跟踪中的一个重要问题是在信噪比(SNR)非常低的环境中探测和跟踪目标。以前,使用过包括最大似然的几种方法。本文的主要创新点是把波动目标幅值模型与跟踪等速目标的最大似然方法相结合。与逼真的传感器模型相结合,这种方法可利用同一帧中分辩单元之间以及相邻两帧间的信号相关。 波动幅值模型是反映帧间相关的一阶模型。用卡尔曼滤波器获得幅值估计,由此导出似然函数。以增加计算量为代价,数值最大化技术避免了以前由于假设的和实际的目标速度失配而在“速度滤波”方法中遇到的问题。对不变的已知幅值,导出克莱默—劳下界(CRLB)。即使幅值未知时,估计误差也接近这个CRLB。结果表明,对未知信号幅值的航速探测性能与用正确信号模型获得的性能几乎相同。     

GNSS多径信道模拟的聚类稀疏拟合方案

针对全球导航卫星系统(global navigation satellite system, GNSS)信道模拟计算量大、硬件资源开销大,不利于实时性能评估和实际工程应用的挑战,提出一种GNSS多径信道模拟的聚类稀疏拟合方案。利用基于K中心聚类信道冲击响应(channel impulse response, CIR)参数萃取的稀疏拟合方法,得到等效精简CIR参数,再以稀疏抽头延迟线结构来实现信道模拟。所提方法在保持多径误差条件下,通过较少抽头数量的抽头延迟线结构滤波器拟合原始GNSS多径信道模型,可以大为简化GNSS信道模型仿真复杂度,而无须庞大的硬件资源。仿真结果表明,通过对参考信道模型生成的信道CIR参数进行稀疏拟合,所提出的方案和方法具有良好的效果。     

应用于卫星导航功率倒置阵的改进LMS算法*

采用功率倒置准则的自适应天线阵特别适合于弱信号、强干扰的场合,因而在卫星导航系统中得到了广泛的应用。针对基于最小均方误差(LMS)算法实现的卫星导航功率倒置阵在干扰数目或干扰功率突然减少时,算法收敛慢、影响信号接收性能的问题,分析了这一现象的产生机理,并提出了相应的改进算法。改进算法通过功率监测来检测干扰数目或干扰功率的突变,然后对LMS算法进行复位处理重置权值来达到迅速收敛的目的。仿真结果表明,与原算法相比,改进算法可显著提高功率倒置阵的收敛速度。     

含新型间断探测器的混合WCNS格式在间断无粘可压流的应用

为了让高精度数值格式在含间断和小尺度涡等复杂结构的超声速无粘可压缩流动情况下,仍能鲁棒地捕捉激波并快速得到流场高保真的模拟结果,研究了以子模板导数组合为基础的光滑度量算法,构造了精度与鲁棒性兼顾的新型间断探测器,使间断识别对小尺度涡也具有高分辨率;研究了混合加权紧致非线性格式(weighted compact nonlinear scheme, WCNS)方法,对流场中的光滑与间断区域分别使用线性与非线性加权格式求解,从而克服单一非线性格式在光滑区分辨率难以达到设计精度的问题。数值实验表明,使用新型间断探测器的混合WCNS格式对一维、二维Euler方程模拟结果良好,并且相比于在全流场使用局部特征分解的原始WCNS方法有计算效率的提高。     

纯方位目标运动分析的离散时间可观测性和可估计性分析

目前,纯方位跟踪(BOT)的可观测性分析仍然是重要的学术研究课题。与以前的连续时间分析研究不同,我们的研究依赖于离散时间分析。而且还允许我们直接而有效地使用简单的线性代数公式系。使用直接方法,可观测性分析实际上简化为子空间范围的基本研究。虽然这种方法在概念上是相当直接的,但随着源相遇情况复杂性的增加,它会变得越来越复杂。对于复杂情况,由于直接使用多重线性代数方法,对偶方法可能体现某些基本优点。因此得出关于机动源的BOT可观测性的新结果。继而可将可观测性分析扩展到源速度变化的未知时刻。 尽管可观测性分析使我们能更充分地了解BOT问题的代数结构,但观测者机动的最优化实际上是一个控制问题。基本代数研究证明这种控制问题的相关成本函数是费歇尔信息矩阵(FIM)的行列式。因此大部分工作集中在对这个成本泛函的分析上。使用多重线性代数给出了这个泛函的一般近似。这些近似结果表明最感兴趣的事仅涉及到直接可估计参数,即源方位变化率。用这些近似,可导出最优化观测者轨迹的一般框架,这允许我们近似最优控制序列。值得强调的是我们的方法不需要有关源轨迹参数的知识且对机动源仍然有效。