应用多星的空间目标跟踪定位算法

单星激光测距空间目标定位算法受远距离激光测距机测频的限制,有效数据速率较低。文章构建天基探测系统空间目标观测模型,提出一种应用多星的空间目标跟踪定位算法。该算法基于三角交会原理,面向多星不同载荷平台,基于空间目标成像投影和坐标转换模型,计算空间目标的异面直线距离,采用最近邻算法最优匹配关联同一空间目标的星间像点,基于双星交会模型解算空间目标轨迹,进行空间目标跟踪。此外,针对空间目标的星间信息丢失、空间目标与卫星共面时多空间目标跟踪精度低的问题,引入空间目标的加速度参数分量,改进卡尔曼滤波算法,预测空间目标轨迹位置,从而有效提高多目标跟踪精度。实例验证结果表明:文章提出算法的空间目标跟踪与定位精度高,能有效解决星间信息丢失引起的精度下降问题。     

GEO混合推力机动目标跟踪IMM算法

针对交互多模型(IMM)算法求解地球静止轨道(GEO)卫星混合推力机动目标跟踪问题时模型匹配难、模型转移概率近似平均和响应速度慢的问题，从交互模型集构建和模型转移概率自适应设计两个方面出发提出一种改进IMM算法。该方法通过考虑无机动、脉冲机动和有限推力机动三种模式，构建了覆盖目标机动状态的交互模型集，提高了模型与机动目标实际运行状态的匹配度；采用一种基于加速度估计自适应修正的模型交互概率修正方法，提升了算法对目标机动状态的响应速度和跟踪精度。仿真结果表明，所提算法是解决混合推力模式下的GEO机动目标跟踪问题的有效手段，在收敛速度和收敛精度等方面与传统方法相比有较大提高。     

基于遗传算法的极短弧段天基轨道确定方法

天基光学观测系统采用恒星跟踪模式监视空间目标时获取的观测弧段极短,在极短弧段观测条件下,经典的轨道确定方法会由于求解方程的本征病态无法得到合理解。针对该问题,文章采用遗传算法对空间目标极短弧段轨道确定问题进行优化求解,建立了基于遗传算法的空间目标初始轨道参数求解的运算模型,并利用空间目标的分布特性进行分区域计算,从而有针对性地缩小搜索范围,提高了计算效率并避免解收敛到局部最优值。仿真试验表明:该方法能够利用天基极短弧段观测数据正确估计空间目标初始轨道参数,定轨精度优于Gauss法与采用观测斜矩作为优化变量的方法。此方法为精密定轨提供有效初值,提高多个短弧段之间的关联性,由此可为天基光学观测平台的空间目标监视、跟踪以及编目任务提供参考。     

空间自旋目标混合EFIR/DFT运动轨迹预测算法

针对自旋目标运动轨迹的跟踪与预测中鲁棒性与时效性问题,本文提出一种在视觉测量目标位姿的基础上,通过混合扩展有限冲击响应(EFIR)/离散傅立叶变换(DFT)估计目标状态与特征参数,进而预测目标轨迹的方法。在视觉相机对目标特征点位姿测量的基础上,将运动过程分解为平动与转动,时域与频域同步估计目标的状态与动力学参数,采用DFT估计与平动相关参量,采用EFIR估计与转动相关参量,根据空间漂浮目标动力学方程,实现在过程噪声与量测噪声未知的复杂条件下对目标轨迹的长期准确预测,并通过地面机器人模拟试验对预测方法的正确性和有效性开展验证。结果表明:利用本文提出的方法实现了对空间自旋目标运动轨迹的准确预测;与传统基于扩展卡尔曼滤波的预测方法相比,在过程噪声、量测噪声未知的条件下,文中提出的方法有效缩短了参数收敛时间,提高了参数估计与轨迹预测精度。     

动力学补偿受控卫星轨道确定算法(英文)

受控卫星动力学模型中推力加速度的量级远远高于其他摄动的误差量级,观测量主要反映受控卫星动力学模型的误差。本文以跟踪和精确定位空间机动目标为目的,给出基于地面雷达观测,实时估计推力加速度,修正卫星动力学模型的轨道确定算法。通过建立连续推力控制过程变质量动力学模型,给出常推力变加速度满足的运动学微分方程; 建立变加速度估计系统状态方程,和扩展卡尔曼滤波轨道确定算法; 并给出连续推力控制卫星运动状态关于推力加速度的变分运动方程; 实际飞行控制应用表明: 利用地面测量数据,实时估计推力加速度并补偿系统动力学模型,解决了连续受控卫星轨道精确确定问题。     

一种用于实时轨道确定的NPF-SRCKF滤波算法

针对航天器实时轨道确定中建模复杂、计算量大、估计精度低的问题,设计了一种考虑地球J 2 摄动影响的基于NPF-SRCKF的实时轨道确定算法,该算法采用非线性预测滤波(NPF)对模型误差进行补偿修正,利用平方根容积卡尔曼滤波(SRCKF)算法对修正模型误差后的系统进行状态估计。针对单测站、双测站跟踪测量设计了不同的实时轨道确定算法。实验结果显示,将非线性预测滤波和平方根容积卡尔曼滤波结合在一起,运用于简化的实时轨道确定模型,能有效降低计算复杂度,改进数值运算的稳定性,提高状态估计的精度。     

一种多级弹道导弹主动段状态/参数联合估计算法

为了提高未知弹道参数下的多级弹道导弹主动段目标跟踪精度和鲁棒性,提出了一种目标状态/参数联合估计算法。首先对多级弹道导弹主动段运动进行建模和动力学特性分析;然后在重力转弯目标跟踪模型（GT1）基础上进行改进,得到三维重力转弯目标跟踪模型（GT3）,并与容积卡尔曼滤波（CKF）算法结合,设计了多级弹道导弹目标主动段状态/参数联合估计算法;在此基础上给出一种多级弹道导弹目标机动飞行模式,最后分别在常瞄准攻角飞行和机动飞行条件下完成仿真验证。GT3算法对导弹主动段三轴机动比较敏感,克服了GT1算法无法准确描述主动段运动的缺陷,算法精度、鲁棒性有所提升。GT3对瞄准攻角不为零的多级助推弹道导弹主动段跟踪表现出明显优势,且对级间切换具有一定的识别能力。     

一种基于气动力模型的高超声速滑翔目标跟踪算法

针对传统跟踪方法对高超声速滑翔目标(HGRV)进行状态估计时存在较大误差的问题,提出一种基于气动力模型的目标跟踪算法。首先在弹道坐标系(VTC)中推导了目标气动加加速度模型,分析模型各分量对目标运动状态的影响。分别对纵向和横向机动模型进行了研究,得出横向机动是跟踪的主要难点的结论。然后对传统气动力模型进行改进,将转弯力参数与爬升力参数之间存在的先验信息引入高阶状态向量。同时,考虑不同飞行模式下机动频率的变化,构建基于气动力模型的交互多模型(IMM)算法。仿真表明,所提算法精度显著优于针对该类目标的其他跟踪算法,特别是当目标发生机动时,该算法具有更强的适应性和鲁棒性。     

弹道导弹拦截系统中的雷达测轨算法

研究了弹道导弹防御系统的雷达测轨估计问题。为了解决雷达探测距离远、角度误差大、椭圆轨道计算量大和目标运动轨迹摄动大等恶劣条件下的测轨预报，并且能充分利用雷达测量误差分布的方向性以提高算法的精度和自适应能力，提出了小机动模型的目标状态估计器的预处理一给定两个时刻目标位置的轨道参数初算一多目标位置状态参数下最大似然估计的目标轨道最优估计方法。通过对制导控制系统全程仿真，可以看出该雷达目标测轨算法使其控制系统有很好的中末制导交接条件。     

基于实时相对测量的航天器指向跟踪控制问题研究

针对大型挠性航天器指向跟踪控制问题,提出一种期望姿态估计方法和基于反步法的姿态跟踪控制方法。首先采用平方根容积卡尔曼滤波进行相对轨道估计,利用相对位置估计信息解算出追踪航天器观测轴指向目标航天器的期望姿态。然后基于修正Rodrigues参数描述的误差姿态动力学方程设计了姿态控制器,考虑系统惯量的不确定性设计了自适应控制律。最后将该方法应用到某空间观测任务中,仿真结果表明了方法的有效性。     

基于可进化硬件的容错技术及其原理

可进化硬件容错技术是一种模仿生物进化过程的容错方法,现已成为世界各国容错计算技术领域新的研究方向。可进化硬件不是采用传统的静态冗余技术,而是利用其本身固有的特性实现容错。重点论述可进化硬件技术的2个基本要素,并分析其实现容错的原理。     

Zn(MAA)_2和Mg(MAA)_2用量对绝热层与金属粘接性能的影响

将Zn(MAA)2和Mg(MAA)2分别添加到EPDM/NBR橡胶中,制成强粘接型柔性绝热层材料,分别研究了其各自用量对绝热层材料与45#钢之间粘合性能的影响.结果显示,即使不使用任何表面粘合剂,向EPDM/NBR橡胶中添加少量Zn(MAA)2或Mg(MAA)2后,均能显著提高绝热层与45#钢之间的粘接强度;但随着Zn(MAA)2用量增加,绝热层材料与金属的扯离强度先增加后急剧降低,当Zn(MAA)2用量为2 phr时,粘接强度达最佳值,扯离试样的破坏方式主要为界面破坏;而随着Mg(MAA)2用量增加,绝热层与45#钢之间的粘接强度不断增大,且均大于添加相同量Zn(MAA)2时的强度,粘接试样的破坏形式均为橡胶本体破坏,当Mg(MAA)2用量为2～7 phr时,粘接强度均高于4.58 MPa.     

空间红外望远镜(SIRTF)

文章介绍了空间红外望远镜装置SIRTF(SpaceInfraredTelescopeFacility)的用途 ,详细介绍了SIRTF上携带的低温望远镜装置CTA(CryogenicTelescopeAssembly)和 3台成像仪器 :红外阵列相机IRAC(In fraredArrayCamera)、红外光谱仪IRS(InfraredSpectrogram)和多谱段成像分光计MIPS(MultibandImagingPho tometerforSIRTF)。     

液体火箭发动机运动循环参数通用计算方法的研究

本文运用网络分析和图论的数学方法，建立起一个能计算各种动力循环方案参数的通用计算模型；同时，为了确保计算的准确、顺利进行，提出了控制参数的概念。最后编制了一个实用的通用计算软件，并用它对不同动力循环方案进行了计算     

正交幅度调制(QAM)在高能爆炸无线电遥测系统中的应用

正交幅度调制 (QAM)是一种多进制振幅相位联合键控技术 ,可以解决高能爆炸的遥测问题。美国洛斯阿拉莫斯国家实验室正在研究开发的高能爆炸无线电遥测系统 ,采用 16进制正交幅度调制 16 QAM技术 ,其频带利用率高 ,信息传输速率高 ,分辩率达到 10 ns级 ,测量容量为6 4路。文中介绍利用正交幅度调制技术的遥测系统的硬件组成、工作原理和射频调制的实现     

基于轨道角动量的电磁涡旋SAR成像新方法

为研究电磁涡旋波在合成孔径雷达(SAR)领域的应用潜力,验证电磁涡旋SAR成像的可行性,将电磁涡旋与合成孔径雷达模型结合,通过使用单一模式的轨道角动量,用合成孔径原理实现方位聚焦。给出了基于电磁涡旋的SAR几何模型和回波信号模型,并提出了适用于电磁涡旋SAR的改进chirp-scaling(CS)成像算法。通过点目标仿真分析,验证了所提成像算法的有效性。该方法可为SAR系统新体制设计及雷达的研究提供参考。     

聚四氢呋喃-聚丁二烯-聚四氢呋喃三嵌段共聚物的合成与力学性能

以端羟基聚丁二烯(HTPB)为引发剂,三氟化硼乙醚络合物为催化剂,环氧丙烷为促开环剂,通过四氢呋喃的阳离子开环聚合反应,制备出聚四氢呋喃-聚丁二烯-聚四氢呋喃三嵌段共聚物(PTHF-PB-PTHF)。采用红外光谱、核磁共振氢谱及碳谱、凝胶渗透色谱-激光光散射联用技术,对目标化合物的结构进行了表征。采用相对分子质量为8 066 g/mol的PTHF-PB-PTHF与甲苯二异氰酸酯反应制备了交联弹性体,应力-应变试验显示,在相同交联密度下,PTHF-PB-PTHF交联弹性体的拉伸强度及断裂伸长率较纯HTPB交联弹性体分别提高了16%及19%。动态热机械性能分析表明,PTHF-PBPTHF交联弹性体具有优异的粘弹性能,其玻璃化转变温度为-55.99℃,低于HTPB交联弹性体。     

天地往返可重复使用运载器再入飞行GNC系统关键技术

天地往返可重复使用运载器(RLV)在未来天战中将扮演重要角色。目前各军事大国围绕RLV的关键技术开展了广泛深入的研究。再入飞行是RLV飞行任务的重要阶段,而制导、导航与控制(GNC)系统则是RLV的核心系统之一,是RLV再入飞行的“脑系统”。本文分析了RLV在再入飞行阶段GNC系统的任务要求,明确其体系结构,分析GNC系统存在的问题,给出了深入研究GNC系统需要解决的关键技术和进一步研究的方向。     

一种基于DPCA的星载SAR运动目标检测方法

文中研究星载条件下用DPCA检测地面慢速运动目标的SAR-GMTI技术,提出一种对杂渡抑制以后的原 始数据应用Radon变换来检测运动目标的新方法。与基于图像域的DPCA运动目标检测方法相比,该方法不需要方位 压缩,因而减小了计算负荷,但没有损失目标检测性能。此外,该方法更加清楚地显示出杂波对目标参数估计的影响,可 为进一步研究提供思路。仿真结果证明这种方法的正确性和有效性。     

从测控系统到数据系统

阐明了航天器数管系统与测控系统的关系 ,以及它们发展到数据系统的趋势。同时提出了数据系统的基本技术要素和实现数据系统的若干关键技术。