基于实际飞行数据插值的INS/GNSS组合导航仿真轨迹发生器

针对INS/GNSS组合导航仿真中,捷联惯导系统陀螺、加速度计信号高精度模拟问题,提出了基于实际飞行数据插值的动态轨迹解析生成仿真算法。对转换到地心惯性坐标系中的载体姿态、位置和重力场数据进行关于时间的样条函数插值,得到载体坐标系下陀螺角速率、角增量以及加速度计比力积分增量的高精度分段解析表达式。使生成的陀螺、加速度计信号符合载体运动学和动力学特性,反映杆臂效应影响,同时与经事后处理的实测GNSS伪距、伪距率等数据特征保持一致。提出了四元数约束插值算法,可满足四元数解析插值时范数为1的约束限制条件。基于某实际无人机飞行数据,验证了所提出算法的有效性,完全满足组合导航动态仿真精度要求。该算法也适用于其他高精度高动态导航系统和刚体运动控制仿真中的角运动、线运动传感器信号模拟。     

基于高斯伪谱法的弹道跟踪制导律

针对拦截临近空间高超声速飞行器的弹道跟踪过程,设计了一种基于高斯伪谱法的跟踪制导律。为了对标称弹道进行精确跟踪,基于线性二次型跟踪问题,应用最优控制理论推导最优解的充要条件,得到带时变增益的线性状态反馈控制量的表达式;基于高斯伪谱法,在离散的勒让德-高斯(LG)点上利用标称弹道数据计算差分矩阵和系数矩阵,求得状态扰动反馈控制律。仿真结果表明,该方法能够快速、有效的消除跟踪误差,满足在线实施要求。     

充气式防热罩再入轨道设计

充气式防热罩是最近几年才出现的新型航天回收技术 ,为各种轨道航天器的回收提供了简单、可靠、经济的途径 ,有望逐渐取代降落伞在回收系统中的地位。合理选择防热罩外形 ,用CFD方法计算了防热罩以亚、跨、超声速飞行时的阻力特性 ,并与工程估算方法作对比。分别采用单次和二次充气方案 ,完成了 90kg货舱安全着陆的再入轨道设计。在对两种充气减速方案的再入轨道进行比较分析之后指出 :对于回收同样重量的货舱 ,二次充气方案在保证减速效果的前提下大幅度减轻了防热系统设计的负担 ,是理想的ITS再入减速方案     

考虑落角约束与驾驶仪特性的自适应RBF空间末制导律

为使大口径舰炮制导炮弹在打击近岸机动目标的末制导段满足落角约束,现考虑自动驾驶仪动态特性,基于自适应RBF逼近网络与动态面滑模提出一种空间末制导律。构建空间弹目相对运动模型,通过带改进微分跟踪器的扩张状态观测器估计目标加速度。为零化视线角跟踪误差与视线角速率,采用自适应指数趋近律设计非奇异终端滑模动态面,并运用自适应RBF逼近网络削弱控制指令抖振。通过Lyapunov第二法证明了全系统中视线角跟踪误差与视线角速率均最终一致有界。仿真实验表明：该末制导律使制导炮弹在空间中打击具有不同机动形式的近岸目标时,均具备良好的末制导性能。     

风场中平流层飞艇轨迹跟踪的滑模控制方法

为实现平流层飞艇驻空阶段可控飞行,研究环境风场中横侧向轨迹跟踪的滑模控制方法。建立平流层飞艇驻空阶段动力学模型,将动力学方程解耦为纵向运动方程和横侧向运动方程,采用小扰动方法对动力学方程进行线性化;利用滑模控制对外部干扰强鲁棒的特性,设计横侧向轨迹跟踪的滑模控制器;以直线与圆组成的复合轨迹跟踪控制为例,对提出的轨迹控制方法进行仿真验证。仿真结果表明,所提基于滑模的轨迹跟踪控制方法鲁棒性好,在一定范围的风场扰动条件下,可以实现对指令轨迹的有效跟踪控制,响应特性好。     

地月转移轨道的天基测向初轨确定研究

研究了利用天基测向数据对地月转移轨道的初轨确定。天基平台分别考虑采用单颗卫星和星座卫星,研究了观测数据的噪声平滑,分析了观测弧段长度和观测几何对两种平台的定轨精度的影响,基于数值分析结果,研究了初定轨中系统差的消除。研究结果表明,星座双星同步定轨比较适用于地月转移轨道的天基测向初定轨。     

《军语》选词范围的变异与规范问题浅析

《军语》选词对象的范围是军队各专业领域,包括各级指战员必须掌握的综合性用语和需要了解的专业性术语。在《军语》的实际编纂中,其选词范围的变异与规范并存。根据《军语》的性质,从主观和客观两方面的原因分析,《军语》选词范围变异主要涉及三个规范化问题。     

C^3I/M＆S互操作性研究

结合C^3I/M＆S互操作性的主要问题,总结了互操作性技术参考模型,在此基础上对C^3I/M＆S互操作性的数据模型及标准、接口标准进行了详细论述,介绍了北约C^3I/SIM互操作性试验情况,并指出了未来C^3I/M＆S互操作性研究的发展趋势,对军队C^3I系统和仿真系统的建设有一定的指导意义。     

基于Matlab的影响子母弹抛撒精度的因素研究

本文通过对子弹运动方程及子母弹毁伤模型的研究,分析了影响子母弹抛撒精度的因素.基于实验数据,利用Matlab对不同影响因素下的抛撒精度进行了仿真与分析.结果表明:抛撒高度和抛撒药量是对抛撒精度影响较大的因素.     

航天器近距离交会斜滑制导算法

提出了满足测量视场、最小脉冲间隔、最大脉冲受限等约束的燃料最省的航天器近距离交会多脉冲斜滑制导算法.建立了近距离交会(接近和撤离)多脉冲斜滑制导算法的统一数学模型;提出了理想交会轨道距离和速率的指数函数变化关系,使得算法能够实现任意时间的近距离交会,同时满足接近操作减速和撤离过程加速的任务要求;设计了对数函数映射法进行脉冲寻优.最后通过接近段和撤离段的操作仿真算例进行验证,仿真结果表明,相比最优化方法,对数函数映射法以较小的计算量实现了较好的寻优效果;算法能够以较省的燃料消耗实现轨道面内任意方向、任意时间内满足约束的近距离交会.