质量矩控制技术的机理分析及方程简化研究

针对质量矩控制技术的动力学问题,提出了质量矩控制导弹的动力学模型,通过对导弹各参数的理论和数值计算分析,对影响导弹快速响应的主要因素在不同的条件下进行研究,分析了质量矩控制方法迅速改变弹体姿态的能力;在自旋速度满足一定的条件下通过对模型参数的摄动分析,得到质量矩控制导弹的简化动力学模型,仿真分析表明该模型是非线性控制系统分析、设计的基础。     

一种新型高超音速导弹的控制模式研究

高超音速导弹的质量矩控制是通过移动导弹内部滑动质量块的位置,使整个导弹的质量中心产生偏移,并利用气动力相对于质心的力矩改变导弹的飞行姿态和攻角,最终实现导弹机动控制的一种控制方式。以弹头为例,在推导出质量矩弹头的动力学方程基础上,通过分析其方程组的特点并结合弹头再入过程中的气动、速度等参数变化规律,给出了质量矩弹头再入过程中宜采用的控制模式,为其控制律的设计提供了必要的理论参考。     

质量矩控制导弹的建模与仿真研究

针对质量矩控制问题，建立了导弹的六自由度动力学数学模型，给出了移动质量块运动过程中施加给弹体力和力矩的计算公式。在MATLAB6．5／Simulink环境下，设计开发了六自由度导弹仿真系统，并且针对三轴稳定弹头和自旋弹头进行数值仿真，仿真结果验证了质量矩控制的有效性。     

两点源干扰下的反辐射导弹误差距离进一步探讨

结合现有非相干两点源抗反辐射导弹模型的研究成果,通过分析反辐射导弹的导引和运动机理,进一步细化了反辐射导弹的攻击过程,在此基础上对两点源干扰下的反辐射导弹误差距离进行了探讨.针对现有模型中存在的一些不足,分析了多种因素对反辐射导弹误差距离的影响,进一步完善了非相干两点源干扰下的反辐射导弹误差距离模型.通过示例对给出的模型进行了分析验证.     

考虑结构误差的导弹可靠性仿真研究

提出了在结构误差的影响下进行导弹飞控系统可靠性分析的方法。建立了四种结构误差即弹体质量分布不对称、弹体不同轴、翼面安装角误差和舵面机械零位误差的扰动模型,给定了各种结构误差的随机变量的分布形式,并采取数字仿真和统计分析的方法进行了结构误差对导弹飞控系统可靠性的影响分析。文中给出了可靠性仿真的算法流程、具体实现途径和相关可靠性指标的计算公式。最后以某型导弹飞控系统为案例验证了该方法的可行性。     

模糊变结构在三滑块质量矩导弹系统上的应用

以建立的质量矩导弹的数学模型为基础,通过对模型合理简化,得到一个耦合的非线性动力学系统。考虑到系统的鲁棒性要求和三个滑块伺服机构的协调控制问题,用基于滑动模的非线性系统控制理论解决了系统姿态控制系统设计问题。同时,采用模糊逻辑算法来进一步抑制系统的抖振现象。仿真结果验证了方法的有效性。     

基于卫星目标指示的舰舰导弹可攻性研究

卫星目标指示是舰载反舰导弹超视距运用的一种新样式.在分析卫星目标数据误差形式的基础上,根据舰舰导弹的射击原理,建立了基于导弹弹道误差、目标位置误差、目标运动造成的误差、目标指示延迟时间的导弹-目标相对位置随机动态模型,可较准确地计算单个误差及多种误差条件下的目标捕捉概率,是分析计算卫星目标指示条件下舰舰导弹可攻性的有效方法.     

三轴稳定质量矩拦截器的末制导律设计

针对大气层内的机动飞行目标,提出了一种可用于质量矩拦截器末制导段的比例制导律。通过建立三轴稳定质量矩拦截器的数学模型,得到一个非线性动力系统。考虑到法向过载变化比较灵敏的特点,以姿态角及过载的误差作为指标函数,采用遗传算法对PD控制参数进行寻优设计,建立了滑块位置与过载、姿态角的关系。仿真结果表明,该方法在保证姿态稳定的情况下能有效实现拦截器末段的制导控制,且满足一定的精度要求。     

两弹协同定位的可行性研究

对两枚导弹协同定位的可行性进行了研究,推导出了其能有效定位的条件。并对正常工作下两枚导弹的信息共享、协同作战情况进行了仿真研究。结果表明,当两导弹均距离目标较远,或两导弹一远一近的情况下,通过信息融合,协同定位,可以有效提高单个导弹的定位精度,同时定位精度也受导弹本身站址误差的影响。     

一种基于反设计的气动参数估计方法

设计了防空导弹气动参数估计步骤,并提出气动参数估计合理的判别准则,研究了气动参数估计所需要的必要参数;结合工程设计方法,提出了一种基于反设计的防空导弹气动参数估计方法。主要研究了防空导弹法向力系数、阻力系数、质心、转动惯量、压力中心、阻尼力矩系数等关键参数的估算方法,实现对典型防空导弹气动力和气动力矩的估算;并以PAC-2导弹为例进行仿真,仿真结果检验了本文提供的防空导弹气动参数估计方法的合理性。     

基于SATC-CABP成像模型的天线姿态误差补偿方法

分裂孔径发射配置(SATC)天线体制可取得与传统单站SAR相当的方位分辨率,且更适用于前视探测的运动平台.步进频率信号对相位极为教感,平台的运动误差将导致天线阵的姿态发生变化,使得成像结果出现几何畸变.针对天线阵姿态误差对成像的影响,提出了一种基于分裂孔径发射配置下固定孔径后向投影(SATC-CABP)成像模型的补偿方法,通过传感器获取的姿态倾角修正成像模型中的参敷,可在成像过程中实现天线姿态误差补偿.仿真结果表明,所提出的A-法可得到聚焦良好的成像结果,且可很好地校正由天线阵姿态误差引起的目标成像位王畸变.     

动力学模型系统误差及其协方差阵的随机加权拟合法

在现有的基于移动窗口函数模型和随机模型系统误差自适应拟合方法的基础上,提出一种基于移动窗口动态导航模型系统误差的随机加权拟合法,在相同的窗口内给出了相应的状态预报向量协方差阵的随机加权拟合。由于动力学模型系统误差难以直接修正,采用修正状态估计误差向量及动力学模型误差向量的方法,实现对动力学模型系统误差的修正,然后利用修正后的动力学模型及相应的协方差阵进行导航滤波计算,有效地抑制动力学模型系统系统误差的影响,提高导航解算的精度。仿真结果证明,采用随机加权拟合后的算法精度优于未进行拟合的卡尔曼滤波和自适应卡尔曼滤波算法。     

基于Metropolis-Hastings抽样的系统误差配准方法

针对目标运动模型不完全的跟踪系统,为解决系统误差配准问题,提出一种基于Metropolis-Hastings抽样的系统误差配准方法。该方法通过系统误差的最大似然估计导出的等效概率平稳函数作为Metropolis-Hastings算法要求构造的概率密度函数,同时给出不同的提议函数来提高系统误差空间分布的全局性。对时变和时不变系统误差情况分别进行了仿真,仿真结果表明,所提方法在考虑系统误差统计特性的同时对解决系统误差配准问题具有有效性和可行性。     

海基导弹初始误差分离建模与参数估计

影响海基导弹落点偏差的因素主要是制导工具误差和初始参数误差。首先分析了海基导弹初始误差的来源,包括三项定位误差、三项定向误差以及三项艇速误差。然后详细推导了初始误差对弹道遥测、外差数据的影响,建立了海基导弹初始误差分离的线性模型,结果表明初始误差与工具误差可以实现线性分离。最后根据六自由度弹道仿真程序仿真的遥测数据和外测数据对模型进行了验证,计算结果证实了模型和算法的正确性与可行性。     

非均匀圆阵天线模型解模糊误差研究

基于干涉仪的立体基线法与传统测向解模糊方法相比,天线摆放方式更为灵活。针对这一优点,建立了非均匀圆阵天线阵列模型,给出了该模型理论测向误差的表达式。通过分析解算过程中影响测向误差的因素,提出了一种减小天线阵列实际测向误差的方法。为保证系统具有一定的解模糊能力,给出了该方法中天线孔径对系统解模糊频段的限制条件。基于建立的天线模型,通过Matlab仿真,验证了方法及理论分析的正确性,对合理选择天线盘孔径、减小测向系统的误差具有可行性。     

阵列天线通道不一致性校正的辅加阵元法

MUSIC算法是一种基于特征值分解的超分辨DOA估计算法,在理想阵列条件下,其估计性能良好,但当信号模型与实际信号环境不匹配,即存在系统误差时,MUSIC算法的估计性能会严重下降,甚至失效。针对模型中普遍存在的通道不一致性误差,本文首先分析了此类误差对测向性能的影响,并提出了一种通道误差校正的简易算法,该方法通过对来自辅加阵元信号的数据信息进行处理,获取通道不一致性误差的估计,通过误差补偿有效地抑制了通道不一致性的影响,提高了DOA估计的性能。给出了应用该方法的具体步骤,计算机仿真结果证明了该算法的有效性。     

基于UKF的低成本SINS/GPS组合导航系统滤波算法

针对MIMU的精度不高,会带来较大的初始对准误差角,如果继续采用传统的小干扰线性方程就会给滤波带来很大误差,甚至发散。针对这个问题,对低成本SINS/GPS组合导航系统建立了基于四元数误差模型的非线性滤波方程,并采用了UKF非线性滤波方法。针对四元数误差模型单纯使用UKF方法无法估计加计零偏和陀螺漂移的问题,提出将UKF和EKF相结合的算法,仿真结果表明,比起扩展卡尔曼滤波以及采用传统小干扰线性方程的卡尔曼滤波,这种方法能够提高姿态误差角特别是方位误差角的估计精度。     

飞机空面精确打击武器火控系统精度仿真分析

空对面精确打击武器火控系统是现代作战飞机对付地面(或海面)目标的一种重要武器系统,在现代战争中有着无可替代的作用,其武器系统精度是关键技术指标。在分析精度分析评价指标体系的基础上,分析了影响飞机空面精确导弹武器火控系统的误差因素,确定了从飞机火控系统和导弹制导系统两个方面来分析武器火控系统精度误差链的分析方法。针对防区外空地电视遥控制导导弹火控系统进行精度分析与评估,利用蒙特卡罗法对防区外空地导弹火控系统进行了全武器精度分析仿真。其结果对评价空对面精确打击武器火控系统精度具有很好的工程应用价值。     

横坐标系捷联惯导系统的卡尔曼滤波阻尼设计

由于外速度信息存在误差,基于阻尼网络的横坐标系捷联惯导外水平阻尼算法虽然能抑制舒勒周期振荡,但是在阻尼切换过程中会引入较大的超调误差。因此设计了基于卡尔曼滤波技术的横坐标系捷联惯导外水平阻尼算法。首先建立了横坐标系捷联惯导的卡尔曼滤波数学模型,估计出横向姿态误差角;然后将估计的水平姿态误差角进行反馈校正,从而抑〖JP2〗制系统的舒勒周期振荡。仿真实验表明,与基于阻尼网络的算法相比,所设计的阻尼算法不仅能抑制舒勒振荡误差,还能抑制阻尼切换过程中的超调误差,提高船舶在极区航行的导航精度。     

机动加速度辅助的航姿系统扩展卡尔曼滤波

低精度航姿系统一般采用基于重力场和地磁场矢量观测的6态扩展卡尔曼滤波,载体长时间机动时,模型存在较大误差,无法保持稳定的姿态精度。将载体机动加速度描述为当前统计模型,提出了一种机动加速度辅助的9态扩展卡尔曼滤波,其状态变量包括三个姿态角误差、三轴陀螺零偏误差和三轴载体加速度误差,观测量为三轴加速度误差和三轴地磁场误差。实验表明,将航姿系统固定在转台上产生0.6 g的向心加速度时,9态扩展卡尔曼滤波在对机动加速度进行稳定估计的同时,姿态精度保持在1度以内。