某尾翼式火箭增程迫弹飞行失稳原因分析

针对某尾翼式火箭增程迫弹弹道飞行失稳的现象,建立了火箭增程迫弹的六自由度弹道模型,仿真分析了该弹丸的摆动角变化规律、全弹道静稳定度、动态稳定度,共振转速、平衡转速等,最终确定共振为该弹飞行失稳的主要原因。为避免弹丸共振的产生,研究确定了该弹的最佳转速范围,通过最大射程及密集度试验结果表明平衡转速为8r～10r时,发动机作用对弹丸飞行影响较小,密集度最好。     

针对GPS/SINS深组合模型的U滤波及其运用

很多文献都证明了在解决非线性系统问题时,UKF(Unscented Kalman Filter)是比EKF(Extended Kalman Filter)更好的选择,但计算的复杂度限制了其运用。针对GPS/SINS深组合的模型提出了全新简化的U滤波算法UTCUKF(Ultra Tight Coupling Unscented Kalman Filter)。这是一种专门针对具有加性噪声、线性状态方程和非线性量测方程的系统设计的滤波器。首先介绍了GPS/SINS深组合系统在导航解算时的模型,然后针对模型具有加性噪声的特点运用AUKF(Additive Unscented Kalman Filter)对UKF进行了简化,为了实现UKF在GPS/SINS深组合系统中的实际运用,又由系统模型中状态方程是线性方程、观测方程是非线性方程的特征,进一步提出了UTCUKF,并做了分析和仿真。     

平方根Spherical Simplex UKF在飞船姿态估计中的应用

提出了一种用矢量观测来估计飞船姿态的平方根spherical simplex unscented卡尔曼滤波算法。该算法将spherical simplex unscented变换与unscented卡尔曼滤波结合起来,与采用scaled unscented变换的unscented卡尔曼滤波相比,具有更低的计算量。其平方根形式由于协方差阵的半正定性,拥有更好的数值稳定性。飞船的姿态运动学描述采用了四元数,而用广义罗德里格斯参数来克服卡尔曼滤波过程中的四元数归一化误差。仿真结果表明,该算法比标准扩展卡尔曼滤波具有更低的姿态估计误差及更快的收敛率。     

固体运载器姿态控制系统自适应滤波器设计

采用大长细比、轻结构质量设计方案的固体运载器结构刚度较小,姿态控制系统设计需要考虑弹性振动的影响。设计了自适应滤波器实现对箭体弹性振动信号的抑制:将滤波器参数自适应问题转化为系统参数辨识问题,通过Steiglitz-McBride参数辨识方法求解,该方法具有计算复杂性低、收敛迅速等特点,适用于箭上计算机实时计算。通过闭环仿真表明,在箭体弹性频率发生变化的条件下,具有自适应滤波器的控制系统能够跟踪这种变化,有效抑制振动信号对控制器的影响,保持运载器姿态运动稳定。     

基于光纤陀螺的INS/GPS组合导航仿真与应用

针对卡尔曼反馈校正难以工程实现的问题,提出了用卡尔曼输出校正来进行组合导航滤波的方法。对卡尔曼输出校正的滤波效果进行了理论分析和仿真验证,并在基于光纤陀螺的INS/GPS(Inertial Navigation System/Global Position System)组合导航系统上进行了实验。实车实验结果表明:卡尔曼输出校正的定位精度和GPS定位精度相当,惯性导航系统误差随时间增长特性得到了有效抑制,从而验证了卡尔曼输出校正的方法在组合导航的应用中是可靠的。     

受符号调制的m序列旁瓣特性研究

m序列因其优良的二值自相关特性而广泛应用于雷达和通信系统中。存在符号调制时 ,m序列匹配接收的旁瓣特性不再具有二值性。研究表明 :对于生成多项式相同的m序列 ,当移位寄存器的初始状态不同时 ,其符号调制下的旁瓣特性存在明显差异。选择合适的初始状态 ,可以得到较高的主旁瓣比。采用旁瓣抑制滤波器可以进一步显著提升主旁瓣比     

舰炮火控中滤波和预测的新思路

通过对现有火控中应用的滤波和预测方法的剖析和对火控输入信号及噪音的分析 ,提出了一种新的滤波和预测原理——闭环跟踪滤波原理。采用随动系统原理、误差相消原理和自适应控制原理相结合的方法 ,适合一次或二次运动的目标和噪音频谱大于目标运动频谱 10倍频程以上的情况 ,并能获得既快又精确的目标现在点参数和未来点位置值。     

光纤光栅技术与应用专题讲座(二) 第3讲 光纤光栅在星间激光通信系统中的应用研究

针对星间激光通信系统,分析了光纤光栅在此系统中的应用。为了设计出高性能的光滤波器以满足星间激光通信系统的要求,研究了光滤波器的带宽对系统性能的影响。在GEO-LEO星间链路中,考虑多普勒频移,研究了系统的归一化信噪比与滤波器带宽的关系,提出并设计了滤波器最佳带宽。根据得到的最佳带宽,设计了符合要求的光纤光栅滤波器。     

再入飞行器弹道系数的自适应估计

运用Kalman滤波方法对再入飞行器的跟踪问题进行了分析,在动力学噪声已知的情况下,给出了一种弹道系数的自适应估计方法;在动力学噪声未知时,给出了弹道系数和动力学噪声方差的自适应估计方法。仿真算例表明这种方法是合理有效的。     

应用磁强计确定飞行器姿态的KF算法设计

设计了基于磁强计确定飞行器的姿态的KF算法,该算法在不足够和不精确测量或具有较大模型不确定的情况下仍具有一定的鲁棒性和足够的精度。采用某太阳同步卫星的典型阶段的仿真数据来验证设计的算法的性能,结果表明,该算法收敛,精度令人满意。