飞行器径向重心的立式测量方法

各类航天飞行器,如运载火箭、卫星、飞船为保证它们入轨以及在运行轨道上姿态控制和再入时落点的精度,需对飞行器的重心位置严加控制。本文介绍了应用电子秤进行立式测量飞行器径向重心的方法、原理、设备及有关测量技术,并对测量误差进行了分析,经试验证实,所测径向重心位置的测量精度不超过飞行器直径的0.6%。     

用无动力段外测数据评定制导精度

本文提出用雷达等设备测量飞行器在无动力段轨道上的位置矢量,把它和标称的轨道位置矢量加以比较,并对其差值用矩阵理论进行变换处理,可以确定飞行器上的制导系仪器在动力终止时刻的总制导误差。为精度鉴定提供了一种辅助方法,弥补了有动力段外弹道测量设备的某些不足,并可提供准确的重返大气层的标称轨道位置矢量,以鉴别再入误差。     

一种新型无线电外弹道测量方法

基于多基地被动雷达测距原理，采用氢钟或全球卫星定位系统(GPS)实现不同测量站的高精度时间同步，提出了一种新的无线电外弹道测量方法。给出了系统的组成，讨论了方案中高精度时间同步、小型捷变频脉冲雷达发射机、宽带瞬时测频接收机和实时处理系统等关键技术。分析表明，该方法可提高测量精度，增大测量距离，改善抗干扰能力。     

自由飞行段分析方法

本文介绍导弹飞行试验时,用雷达或光测设备在自由飞行段进行跟踪,应用最小二乘法原理,对离散测量数据进行处理,以确定飞行器轨道参数的最佳线性化估值方法。这种方法对评定导弹的精度是行之有效的。并适用于其它飞行器的测轨问题。     

X-38飞行器质量特性测量方法

质量、质心和转动惯量是再入类飞行器的重要参数,其测量精度对飞行器控制至关重要。详细介绍并对比分析了X-38飞行器质量特性测量方法,测量结果表明:采用三点法c质量和三个方向质心位置,采用单点悬挂法和弹簧工作台可以准确测量三个方向的转动惯量。X-38飞行器的质量特性测量方法对于类似的再入飞行器质量特性测量具有很好的参考意义。     

DCS—501称重测重心设备

物体的重量及重心测量,在工程上常常具有重要意义,尤其对航天产品更是重要的参数。它直接关系到飞行器的飞行轨道、射程、再人寸稳定状态和落点的散布精度。所以在这     

弹道式导弹的落点计算

本文采用了一种计算弹道式导弹落点参数的新方法。在地球为椭球的情况下,综合利用椭圆轨道理论和中间轨道理论,建立弹道式导弹的落点方程组。利用数值计算方法对方程组进行求解,得到弹道式导弹的落点参数。文中导出了一组落点参数相对于轨道根数的偏导数,以及相对于关机点(被动段起始点)的状态参数的偏导数,从而较方便地计算落点散布。分析了地球表面形状对落点参数的影响。在计算机上进行数字仿真结果表明:该方法是正确的、可行的;在满足精度条件下,计算简便,速度快;能够适用各种型号的弹道式导弹的设计。     

使用北斗导航卫星及GPS／GLONASS评估惯性测量装置误差

惯性测量装置的误差对于弹道导弹的落点精度造成较大的影响，通常使用地面雷达遥测数据对惯性测量装置误差进行评估，本文提出了一种使用北斗导航卫星和GPS／GLONASS评估惯性则量装置误差的新思想，并对使用北斗导航卫星评估惯性测量装置误差的方法进行了初步的探讨。     

远程自主交会改进制导算法

给出了一种适用于中、远程自主交会的改进制导算法。建立了交会两飞行器的相 对运动动力学模型;给出了可用于获取主、被动飞行器在惯性空间信息的轨道预报算法,并 且本预报算法是基于轨道要素描述的,同时考虑了J2项引力摄动,具有较高精度 。最后建立了用于优化制导指令速度的优化算法,和优化制导时间的燃料最优目标函数,优 化后的指令速度可使主动飞行器更精确地到达预定交会点。给出的数值仿真算例显示, 对于中、远程交会任务,单纯的C\|W制导算法所带来的终端误差较大,而改进的交会制导 算法可以十分明显地提高远程自主交会的制导精度。     

基于统一空间测量网络的大尺寸测量方法

近年来,在航空航天、船舶、汽车等领域广泛应用到大尺寸精密测量设备,但其测量精度受使用环境、仪器本身及操作方法等多种因素影响。文章提出了一种基于统一空间测量网络软件平台的大尺寸测量方法,该方法可以将测量过程中所有仪器集成起来,并适当地合成彼此的测量不确定度,优化测量结果。通过激光跟踪仪多次移站的方式来对空间位置点进行测量以验证该软件平台,结果表明统一空间测量网络融合了所有测站的测量结果,融合测量精度优于局部测站测量精度。     

利用中间轨道法进行显式制导的方法探讨

本文用中间轨道法研究飞行器的显式制导。第一部份研究了需要速度的显式制导方法,给出了制导公式。第二部份研究利用外部信息估计落点偏差。分析表明,在自由飞行段5点测高可以估出落点偏差。所有结果可用于研究卫星拦截、交会和卫星轨道转移。     

激光跟踪仪在交会对接微波雷达多径试验中的应用

交会对接微波雷达多径试验是在地面模拟两个飞行器在轨交会对接过程中由舱体表面及遮挡对微波信号造成反射干扰的一种试验,其目的是验证激光雷达系统功能及安装位置的合理性。在近20 m远的距离上,对飞行器舱体上的微波雷达天线和微波应答天线进行角度及距离的精确测量。文章通过对试验环境、测量项目分析及不同精测方案比对,采用激光跟踪仪直接测量舱体结构,获得了准确的基准数据,有助于指导微波雷达在飞船轨道舱上的精确安装和提高交会对接微波雷达多径试验的精度。激光跟踪仪首次应用于交会对接微波雷达多径试验,相比经纬仪在航天器基准测量中具有更大的优势。     

轨道武器战斗舱再入制导技术研究

对轨道武器战斗舱再入制导进行探讨,针对战斗舱再入的特点,在深入分析标准轨道法制导的基础上,采用标准轨道与预测落点法相结合的混合制导方法弥补了标准轨道法对初始误差较敏感的缺点。分析研究和仿真结果表明, 混合制导方法既具有对付较大初始误差和过程干扰的优点,又减少了计算量,具有良好的制导和落点精度,是一种有效的制导方法,具有一定的工程应用价值。     

基于二阶滑模的再入飞行器末制导律研究

针对再入飞行过程中飞行器末制导启动后制导系统存在的模型不确定性因素以及气动环境复杂等鲁棒制导问题,结合落点角约束条件,提出一种基于二阶滑模的鲁棒末制导律设计方法。基于二阶滑模控制的思想,设计有限时间收敛的二阶滑模末制导律;为了消除有界的内外扰影响同时削弱抖振效果,引入超螺旋算法设计有限时间收敛的连续二阶滑模末制导律。飞行器在该末制导律导引下,弹目视线角速率及落角约束快速收敛,从而保证飞行器有很高的命中精度。基于Lyapunov定理的稳定性理论证明及仿真结果均表明了该末制导方案的有效性。     

低轨星载光学测量确定静止卫星轨道的方法

为了研究低地球轨道(LEO)卫星对地球静止轨道(GEO)卫星的跟踪定轨能力,文章提出利用LEO星载光学测量技术对GEO卫星进行轨道确定。文章充分考虑光学可视条件与星载相机的观测区域,对LEO卫星跟踪GEO卫星的空间环境以及测量模式进行模拟。利用模拟得到的测角数据采用数值方法对GEO卫星进行定轨并与参考轨道进行重叠对比。通过仿真算例对单圈及多圈跟踪情况下GEO目标定轨精度进行分析,结果表明,在平台轨道误差3m、测量精度5"情况下,随着观测圈数的叠加,GEO卫星的轨道确定精度可由500m量级提升至百米量级。若提升平台精度和测量精度,则轨道确定性可进一步提高。     

火箭动力飞行器推力线快速测算方法

为解决传统火箭发动机安装推力线测量方法耗时较长的问题,通过分析推力线偏差因素、构建偏差计算模型,得到工程简化的推力线快速测算方法。将飞行器推力线偏差分为机体结构偏差和发动机自身推力线偏差,在飞行器装配阶段利用现代化雷达或光学测量技术获取飞行器结构偏差,并结合发动机生产阶段自身推力线偏差数据,可快速计算、获取飞行器安装推力线。最后采用激光雷达推力线测量方法进行对比测试,试验表明快速测算方法仅耗时约10 min、且最大误差小于0.1°,从而验证了该方法的便捷性和有效性,可应用于液体或固体火箭动力飞行器推力线的快速获取。     

一种基于Madgwick-EKF融合算法的卫星姿态测量方法

针对低地球轨道卫星姿态测量时,传感器易受噪声干扰、陀螺仪漂移等问题,提出一种基于Madgwick扩展卡尔曼滤波合算法(EKF)的卫星姿态测量方法。该方法采用陀螺仪、加速度计、磁强计等多传感器数据进行融合,并结合Madgwick算法和EKF算法的优点,实现姿态测量。首先,通过Madgwick算法,利用多个传感器测量数据计算初始姿态。然后,基于初始姿态和实际测量数据,应用EKF算法进行数据融合和噪声滤除,以获得最终准确的姿态估计。实验结果表明:相较Madgwick算法,本算法在测量精度上提升了65.8%,且具有较高的鲁棒性,为低地球轨道卫星姿态测量提供了一种有效的方案。     

空对空单站被动跟踪体制与精度仿真分析

比较了空对空单站被动跟踪的只测角(BO)、角度相位差变化率和角度频率变化率三种典型定位跟踪体制的性能。基于状态及不同的测量模型,给出了扩展Kalman滤波(EKF)算法,讨论了测量精度对跟踪效果的影响。仿真结果表明:角度频率变化率体制的可观测性优于BO和角度相位差变化率体制;对辐射源匀速运动,观测器匀速运动即可跟踪;与BO测角体制相比,角度相位差变化率和角度频率变化率体制增加了观测量,跟踪收敛速度快。     

距离变化率测量慢漂误差的估计

ＭＩＳＴＲＡＭ系统是一种常用的航天飞行器轨道跟踪测量设备，但在距离变化率跟踪测量中存在慢漂误差，该误差严重影响测量数据精度。本文利用样条函数，建立了估计慢漂误差和轨道参数的非线性模型；通过建模，选模准则的深入研究，给出了表示轨道参数和表示慢漂误差的样条函数的节点选取原则；最后，利用所得的最优模型，给出了慢漂误差的估计及估计精度，本文方法应用于运载火箭的跟踪数据处理，得到了工程分析非常吻合的结果。     

基于偏差自适应学习的多传感器信息融合机动目标跟踪

为了保证精确打击机动目标,导弹可以采用主/被动雷达切换探测目标。考虑到作战的隐蔽性和生存性,提出基于多传感器信息融合的被动优先跟踪方法:跟踪开始时,令主/被动雷达同时对目标进行探测和跟踪,将二者的信息进行融合,同时自适应地学习融合结果与二者信息的偏差,经过一段时间学习,融合偏差稳定,此时令主动雷达停止工作,由被动雷达单独工作,而目标的运动信息则由被动雷达的信息和学习得到的融合偏差合成。如果目标机动较大,则定期令主动雷达工作以进一步修正融合偏差。该方法既保证了跟踪的精度,同时又减少了主动雷达的工作时间,从而提高了作战的隐蔽性和生存性。将该方法应用于导弹的目标跟踪,仿真结果表明该方法有效。