全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

基于离心机测试的惯导平台误差系数辨识研究

为解决惯导平台误差模型辨识中与加速度高阶项有关的误差系数的辨识问题,提出一种基于离心机测试的惯导平台误差系数辨识的方案。通过分析惯导平台在过载状况下的受力,给出惯导平台在离心机上的安装定向及其误差系数的辨识方案。按该方案利用扩展卡尔曼滤波估计算法在某型惯导平台上进行误差系数辨识实验。结果表明,此方案可有效地辨识出惯导平台误差型中与加速度高阶项有关的误差系数,且精度较高。     

水下航行器多目标制导能力评估方法

水下航行器多目标制导能力评估是目前水下多目标精确制导研究中亟待解决的问题。根据水下航行器多目标制导系统的主要任务和技术特点,运用灰色关联分析理论对水下多目标精确制导能力进行了综合评估研究,提出了水下航行器多目标制导能力评估方法。通过水下攻防对抗仿真试验,验证了该方法的可行性和合理性,为水下航行器多目标制导系统的技术优化和方案决策提供科学的理论依据。     

全捷联被动雷达末制导系统设计

为解决全捷联被动雷达导引头大测量误差下的精确制导问题,从实际工程应用角度出发,对全捷联被动雷达末制导系统进行了研究。首先,建立了全捷联被动雷达导引头模型。其次,针对系统非线性、滤波稳定性、计算量及制导与姿态控制的耦合问题,提出了基于容积卡尔曼滤波(cubature Kalman filter, CKF)的制导信息提取、滑模变结构制导、三回路过载驾驶仪等算法相结合的末制导系统方案。最后,结合反辐射导弹应用场景,建立全系统仿真模型进行方案验证。结果表明,所设计的末制导系统对静止目标的打击精度为2 m,对于15 m/s以内的慢速移动目标,也具有较好的适应能力,落点圆概率误差(circular error probability, CEP)可以达到10 m左右。     

基于非线性模型预测控制的火星大气进入智能制导方法

针对火星大气进入精确制导问题, 提出了基于非线性模型预测控制(nonlinear model predictive control, NMPC)的智能进入制导方法。首先, 考虑了进入制导约束, 采用NMPC方法设计制导算法。通过引入衰减记忆滤波器, 提出了基于误差信息估计的预测模型修正方法, 增强系统对模型误差的鲁棒性, 并利用变预测时域策略提高系统性能。然后, 以NMPC制导系统为制导模板, 在实际条件下生成大量样本数据集, 进行深度神经网络(deep neural network, DNN)的离线训练。最后, 在进入制导过程中利用DNN代替求解复杂优化问题和积分预测的过程, 在线快速解算控制量, 并结合横向制导实现智能制导。仿真结果表明, 提出的制导方法能够快速计算指令, 实现了高精度制导。     

#br# 基于伪谱重构的采样反馈近最优制导

利用采样反馈控制和轨迹快速重构技术,设计了固定采样反馈和自适应采样反馈两种有限推力远程变轨近最优闭环制导策略。建立了空间变轨和交会最优制导数学模型。结合变轨运动方程特征,给出了伪谱优化参数缩减方法和实时性提升策略;基于采样反馈和最优控制理论,利用采样数据进行连续轨迹重构,并将开环最优解进行闭环反馈以更新制导指令。仿真结果表明,两种策略在保证任务指标近最优性的同时,可以有效抑制地球扁率J2摄动和计算误差的影响;自适应采样策略自主性好、制导精度误差收敛快,但计算量和燃耗偏大,二者使用时需要根据具体任务要求合理选择。     

带攻击角度约束的浸入与不变制导律

对含攻击角度约束的机动目标拦截问题,基于非线性系统控制的浸入与不变(immersion and invariance, I&I)理论设计了一种新的自适应制导律。将目标机动综合作用作为系统干扰建立拦截问题的数学模型。制导律设计分两步完成:第一步设计I&I干扰估计器估计系统干扰,第二步设计考虑估计器跟踪误差下的I&I制导律。然后基于输入-状态稳定理论证明闭环制导系统稳定性。由于不涉及切换函数的问题,制导指令光滑连续。在该制导律作用下,视线角速率收敛速度快,导弹抗目标机动的鲁棒性强,并能够保证攻击角度要求,仿真证实了制导律的有效性。     

双轴连续旋转激光捷联惯导误差高精度补偿方法

为进一步提高旋转调制惯导系统的自补偿精度,对旋转调制激光捷联惯导系统误差补偿技术进行了研究。针对双轴转位调制补偿精度有限的问题,提出了一种新的双轴连续正反旋转调制方法。以激光陀螺仪为对象,通过理论分析确定了连续旋转调制内外框架的调制速率;然后在常值误差补偿及有害误差效应补偿机理分析基础上,设计了双轴连续最佳旋转方案,在有效补偿激光捷联惯导系统项误差的同时,抑制了旋转所带来的有害误差效应,实现了旋转激光捷联惯导系统误差的高精度补偿。仿真结果验证了方法的有效性。     

基于多模型的捷联红外导引头隔离度在线补偿方法

以捷联红外导引头的工程应用为研究背景,针对刻度尺误差带来的隔离度问题,提出一种基于多模型(multiple model,MM)的隔离度在线补偿方法。建立了捷联红外导引头隔离度模型,分析了隔离度对导弹制导系统稳定性和制导精度的影响;对刻度尺误差进行离散建模,采用基于MM的滤波算法,实时更新每个模型与真实值匹配的条件概率,得到刻度尺误差的估计值,最后将当前时刻的刻度尺误差估计值代入到制导回路进行在线补偿。研究结果表明,捷联导引头隔离度的存在会削弱制导系统稳定性、降低制导精度,特别在寄生回路正反馈时影响更为严重;所提出的基于MM的隔离度在线补偿方法可较好地实时估计出作用于系统的刻度尺误差,并有效实现了对刻度尺误差引起的隔离度的在线抑制,具有较好的鲁棒性和自适应性,达到了改善制导性能,提高制导精度的目的。     

一种新型鲁棒制导律的研究与仿真

针对导弹与目标相对运动被控模型,应用Lyapunov第二法设计了一种基于L2增益性能指标的鲁棒制导律.在目标机动和制导参数变化时,这种制导律显出较强的鲁棒性,并不需要精确的测量目标加速度,只需得到视线转率测量值,容易在工程中实现.仿真中,分析比较了相同初始条件下鲁棒导引律与比例导引律的抗干扰性能和终端制导精度.仿真结果表明,当存在目标机动和制导误差、角测量噪声时,鲁棒导引律的性能和精度明显优于比例导引律.当仅存在目标机动时,鲁棒导引律不占优势.部分仿真情况下,制导系统的性能和精度可能低于比例导引律.     

卫星/伪卫星/惯性组合着舰导引算法

针对舰载机安全着舰对高精度、高可靠性着舰导引系统的迫切需求,研究了卫星/伪卫星/惯性组合着舰导引技术,基于几何精度因子(geometric dilution of precision, GDOP)计算提出了伪卫星在舰船上的布设方案,并设计了其导航电文结构。研究了卫星/伪卫星/惯性组合着舰导引算法,利用卫星及伪卫星的双差分载波相位信息,采用改进的模糊度最小二乘去相关平差(least squares ambiguity decorrelation adjustment,LAMBDA)迭代算法解算其双差分整周模糊度,并基于舰载机运动模型建立滤波方程解算出舰机相对运动信息,再与惯导数据进行信息融合得到高精度的导引信息。仿真结果表明,提出的卫星/伪卫星/惯性着舰导引技术横向定位误差在0.3m以内,纵向定位误差在0.1m以内,高度定位误差在0.3m以内,可以满足舰载机着舰的要求,与卫星/惯性组合导引相比,该组合方式大大提高了垂直方向的定位精度,这对于确保安全着舰极为重要。并且,提出的着舰导引技术不仅精度高,而且工作连续可靠、抗干扰能力强,对保障舰载机着舰安全有重要的意义。     

调制型光纤捷联系统系泊状态标校方法

针对舰船系泊状态特有的运动环境及惯性器件偏差对捷联系统导航精度的影响,提出一种单轴四位置旋转调制方案并建立该系统误差方程。研究了直观分析系统参数可观测性的解析方法,并运用谱条件数法计算出惯性测量单元（inertial measurement unit, IMU）在静止和旋转状态下各状态量的可观测度,利用分离位置回路的卡尔曼滤波模型实现了器件偏差的现场估计。数值仿真显示,单轴四位置转停方案可以有效地提高惯性器件偏差的可观测度,大大提高了系泊状态下惯性器件偏差的估计精度。     

旋转捷联惯导系统精对准技术

针对惯性器件常值偏差对捷联惯导系统导航精度的影响,提出了一种单轴旋转调制方案并建立该系统误差方程,将系统中陀螺常值漂移和加速度计零位误差调制成周期变化的量。通过改变惯导系统误差模型中的捷联矩阵来改善系统的可观测性。利用谱条件数法计算出惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)在静止和旋转状态下捷联系统的可观测度,采用卡尔曼滤波方法实现了旋转捷联系统的精对准。仿真结果表明,IMU旋转状态下的对准方法消除了陀螺常值漂移和加速度计零偏对系统对准精度的影响,大大提高了对准精度。     

平台系统动基座标定方法

惯性器件的一次通电稳定性相对较高,如果能够在载体上对平台系统进行误差参数的标定,排除多次通电的不重复性误差,可以显著提高误差参数的补偿精度,有效提高惯性系统的导航精度、最终定位与打击精度。讨论了一种平台惯性系统在载体安装条件下进行自主标定的新方法。这一方法使用平台本身的框架结构进行标定运动,利用载体主惯导系统的信息,在动态环境下进行平台误差参数的标定。     

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。     

Error model identification of inertial navigation platform based on errors-in-variables model

Because the real input acceleration cannot be obtained during the error model identification of inertial navigation platform, both the input and output data contain noises. In this case, the conventional regression model and the least squares (LS) method will result in bias. Based on the models of inertial navigation platform error and observation error, the errors-in-variables (EV) model and the total least squares (TLS) method are proposed to identify the error model of the inertial navigation platform. The estimation precision is improved and the result is better than the conventional regression model based LS method. The simulation results illustrate the effectiveness of the proposed method.     

中低纬度下惯导极区性能模拟测试方法

针对惯性导航系统极区性能试验难以实地开展的问题, 研究了一种模拟测试的方法, 并基于横向坐标系编排给出了以组合导航系统作为测量基准的惯导模拟测试方案。首先分析了模拟测试技术研究的必要性, 然后根据轨迹形变最小原则详细推导了基于横向坐标系编排的极区模拟测试转换公式, 之后针对测试中采用不同基准的情况, 提出了相应的惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)转换算法, 并提出以惯性导航系统/全球导航卫星系统(inertial navigation system/global navigation satellite system, INS/GNSS)为参照基准的一种具体测试方案, 最终完成了仿真实验, 验证了模拟测试理论的正确性。结果表明, 在基准误差不计的情形下，试验导航参数误差与惯导实地横向编排解算误差相当。初步验证了所提方法替代极区实地试验进行精度性能评估的可行性, 为后续极区模拟测试评估研究奠了定理论基础。     

重力扰动对高精度激光陀螺惯导系统ZUPT的影响分析与补偿

高精度激光陀螺惯导系统广泛应用于车载自主定位定向当中。当不存在外部测速设备的条件下,一般采用零速修正（zero velocity update,ZUPT）对导航误差的发散过程进行约束。常规ZUPT导航算法中重力矢量采用正常重力模型计算获得,忽略了重力扰动对导航精度的影响。考虑到车载自主导航系统对定位精度的要求,本文从重力扰动对惯性导航误差的影响机理分析入手,指出重力扰动是影响高精度ZUPT导航精度的最主要误差源之一。设计提出了两种适用于车载应用的重力扰动实时补偿方案,并在重力扰动变化剧烈的山区地带进行了长距离车载试验。试验结果表明,对于同一组跑车数据,导航时间2 h ZUPT间隔10 min,激光陀螺惯导系统的水平定位精度由补偿前的8.93 m提高到了补偿后的3.75 m,高程定位精度由补偿前的1.63 m提高到了补偿后的0.80 m。重力扰动补偿方法具有重要的工程应用价值。     

单轴旋转SINS方位陀螺漂移精确估计方法

为了减小方位陀螺漂移对单轴旋转捷联惯性导航系统(strapdown inertial navigation system, SINS)长时间定位精度影响,提出了一种方位陀螺漂移在线估计方法。对SINS误差参数进行分析,指出东向陀螺漂移和方位失准角精度决定方位陀螺漂移估计值精度。利用优化后的卡尔曼(Kalman)滤波器在线估计SINS失准角并进行补偿,在此基础上进一步使用Kalman滤波器估计惯性测量单元(inertial measurement unit, IMU)误差。进行了转台三轴摇摆和车载行进间验证实验,车载行进间验证实验中,IMU误差估计完成后转入到纯惯性导航,其12 h的定位误差为2.12n mile,系统定位精度满足中等精度单轴旋转SINS长时间导航需求。     

大飞机极区惯性/天文组合导航算法

针对高纬度地区地理经线收敛,造成传统惯导力学编排在地理极点存在奇异值的问题,结合军用大飞机对全自主、高精度、长航时、全球范围导航能力的需要,提出了极区格网惯性/天文组合导航方案。首先以格林尼治子午线作为航向参考,可避免航向参考线在极点处收敛。在此基础上定义了格网导航坐标系,并推导了格网惯导力学编排及其误差方程,解决了传统力学编排在极区无法工作的难题。其次,利用星跟踪器瞄准线位置矢量在惯导平台坐标系和计算坐标系内的测量和计算之差,作为卡尔曼滤波的量测以估计和校正惯导误差。仿真分析表明,格网惯性/天文组合导航方案在8 h内的定位误差小于400 m,可满足大飞机极区导航的需要。