进动弹道目标平动补偿与分离

弹道目标在中段高速运动时会造成微多普勒曲线的叠加折叠,此时传统的平动补偿方法并不适用于弹道目标。在分析进动锥体弹道目标各个散射点的频率特性后,发现曲线交点处的频率完全是由平动引起的。根据这一特性,提出一种利用时频图交点信息进行平动补偿的方法。首先,得到回波信号的时频骨架图;然后,采用基于双边滤波器的Harris角点检测方法提取出时频骨架中的角点进而得到时频图中的交点坐标;最后,利用交点坐标估计出平动参数进行平动补偿。针对传统Viterbi算法在曲线交点容易产生错误关联的问题,提出一种利用交点信息的分段Viterbi算法对补偿后的时频曲线进行分离。仿真实验验证了所提方法的有效性。      

平面圆伞两级开伞过程分析

本文对平面圆伞两级开伞的过程进行了理论分析。根据充气理论考虑了伞衣空气质量的变化,取物伞系统在开伞过程中所运行的距离为自变量,建立运动方程,求得各个力学参数在开伞过程的变化规律;分析了收口绳切割器延迟时间对第二级开伞载荷以及弹道倾角对最大开伞载荷的影响。理论开伞载荷曲线和空投试验实测曲线相比较是相当符合的。     

一种基于火箭视位置与视速度的航天器初轨确定方法

为了充分利用航天器初始轨道确定的信息源,不断完善地面测控系统定轨手段和方法,提出了一种基于火箭视位置与视速度的航天器初始轨道确定方法.首先对火箭视位置与视速度测量弹道的原理进行了分析;然后利用火箭秒节点计算机字(视速度)以及某一点的初始弹道(初始位置矢量、速度矢量),通过对火箭的运动方程进行逐秒积分,以获得每秒的位置矢量和速度矢量,再转换为弹道数据,并利用此数据直接确定航天器初始轨道.最后通过某太阳同步轨道卫星实测数据仿真计算,证明了方法的正确性和可靠性.      

靶场光电外测数据修正及弹道精确复现方法

在导弹实验靶场采用多套光电外测设备测量弹道时，一方面不同设备在交接工作时会引起位置偏差；另一方面，利用位置参数中心微分平滑方法解算速度和加速度时,存在跳变和噪声过大的现象。二者都会导致测量的弹道与实际飞行轨迹不符,不利于与内测参数进行精度比对。本文针对光电外测设备交接引起的外测偏差，分析了误差主要是由常值误差、时间不对齐误差和随机误差组成，提出了多站交接点位置偏差分段修正方法，并且利用多项式拟合的算法对速度噪声平滑。最后，采用导弹试验的光电外测数据进行方法验证，修正了交接设备带来的位置偏差，较好地复现了飞行器的飞行弹道，既保证了弹道曲线的连续性，又满足了弹道的平滑性。     

高超声速飞行器平稳滑翔弹道解析解及其应用

针对高超声速飞行器平稳滑翔弹道在线规划问题,提出了一种高精度的平稳滑翔弹道解析求解方法。首先,将升力系数分解为横向分量、平衡滑翔纵向分量和平稳滑翔纵向分量3个部分,并在此基础上将纵向运动方程、横向运动方程和速度方程解耦;然后,分别采用解析积分、正则摄动法、高斯积分法和单步龙格-库塔积分获得了滑翔段高度及射程、弹道偏角、经度、纬度和速度的解析解,并通过分段求解来提高解的精度;最后,利用上述解析解,提出了一种规划升力系数平稳滑翔纵向分量和横向分量的平稳滑翔弹道快速生成算法。仿真校验表明,本文解析解的精度比经典的Bell解析解高1个数量级,所对应的弹道规划方法具有计算量小、规划速度快的特点,有利于实现在线弹道规划。      

小型无人机伞降回收运动分析CSCD

针对小型无人机伞降回收的特点,研究了在无人机回收过程中,飞机及降落伞系统的运动轨迹及姿态。通过分析机伞间的力学关系,建立了机伞系统运动模型,并进行了仿真分析,给出了无风情况下回收运动的仿真结果。结果表明,系统能够满足无人机回收要求,可以决定最佳的回收参数,从而得到最优回收轨迹和姿态。     

不确定条件下高超声速俯冲弹道鲁棒优化

针对俯冲段不确定性因素所导致的弹道偏差和落点精度问题,研究了一种增强弹道抗干扰能力的高超声速滑翔飞行器俯冲攻击鲁棒弹道优化方法。首先建立了考虑模型偏差、阵风干扰等不确定性因素的滑翔飞行器俯冲段运动数学模型;其次,推导了不确定条件下滑翔飞行器运动模型的雅各比矩阵解析表达式,得到了基于线性协方差分析法的系统误差传播方程;最后,建立了不确定性条件下的俯冲段弹道优化模型,并应用高斯伪谱法对该弹道优化问题进行求解。仿真结果表明,与不考虑不确定性因素影响的弹道优化方法相比,本文方法可有效提高高超滑翔飞行器俯冲弹道抗干扰能力,且抗干扰能力随着权重系数值的增大而增强。     

动力翼伞纵向四自由度动力学仿真

在考虑载荷物和伞体相对运动的前提下,研究了动力翼伞纵向运动过程.将伞体和伞绳作为一个平面运动刚体,载荷物具有绕系挂点的摆动自由度,建立纵向四自由度动力学模型.求解翼伞从平飞至爬升状态推力阶跃操纵的动力学响应,由状态量的变化曲线得出动力操纵初期伞体失速倾覆的主要原因是迎角剧烈变化而超过失速边界.获得推力操纵值和推力增加速率所形成的操纵包线,当推力操纵幅度较小时,增加速率并无限制;当推力增加幅度较大时,增加速率的限制值随着增幅变大而减小.此外从能量角度计算了大动力快速操纵前后载荷物的机械能变化,并提出动力翼伞新的雀降操纵方式.计算表明该方法可以有效减少接地前后的能量,即可以减少接地后载荷物翻转对正面动力系统的冲击.     

基于在线约束限制的飞行器预测校正制导

针对传统预测校正算法在再入过程中弹道性能与约束无法保障等问题,提出了一种基于倾侧角参数化的离线弹道优化与在线预测校正相结合的再入制导方法。基于平衡滑翔条件对过程约束进行分析,并证明了倾侧角剖面对射程的单调性。离线部分通过控制量参数化(CVP)方法构建控制模型,并使用序列二次规划(SQP)方法对弹道进行优化,从而大幅度提高弹道性能。在线部分利用Gauss-Newton法实时对弹道进行迭代求解,得出满足终端约束的倾侧角剖面,引导飞行器平稳、精确地飞向末端能量段并满足射程约束,Gauss-Newton法求解弹道具有收敛速度快、精度高的特点。针对高升阻比飞行器导致平衡滑翔条件难以成立以及飞行过程中的强干扰使约束超出的问题,提出了一种约束限制方法,对再入时的过程约束进行了有效的保障。仿真结果表明,本文方法对投放偏差、飞行器参数与大气模型等不确定因素具有良好的鲁棒性,对弹道性能的保障具有工程应用价值。     

动力增程型高超声速飞行器的再入轨迹规划

为研究飞行过程中的动力装置启动时刻及燃料消耗情况，对轨迹进行优化，进而提出一种动力增程型弹道的再入模式。推导Sanger弹道的解析解，分析得到高超声速飞行器再入航程最优所必须的迎角及初始速度取值条件等相关前提，利用该结论设计动力装置的启动方式使航程最远、燃料利用率最大。将轨迹设计为Sanger弹道和拟平衡滑翔弹道相结合的混合弹道:再入前期利用助推器间隔点火的方式形成等高类周期跳跃弹道以保证足够远的航程; 再入后期采用拟平衡滑翔弹道，将最优控制问题转化为复杂多约束非线性规划问题，性能指标综合考虑了轨迹平滑和航程。仿真实现了所提出的动力增程型再入弹道; 并在燃料充足、弹道倾角取值合适的条件下，得到“打水漂”弹道形式，该弹道能量损失极慢，具有足够远的飞行能力。仿真表明，与不同点火方式及求解方法得出的弹道相对比，所提动力增程型再入弹道具有3.47~3.84倍的航程、1.04~1.18倍的末端动能以及4.47~15.79倍的燃料利用率。      

高超末段机动突防/精确打击弹道建模与优化

针对高超声速飞行器再入末段机动突防、精确打击问题,从最优控制角度出发,提出了一种考虑拦截弹动力学特性的最优机动突防弹道优化方法,获得了高超声速飞行器的最大机动能力。该方法将拦截弹运动模型引入突防弹道优化的模型中,通过施加约束限制拦截弹按照比例导引律飞行。根据飞行任务和交战双方的弹道特点分段,结合各段的任务和特性,分别提出了突防性能指标和精确打击性能指标等,并通过加权函数将各个独立、矛盾的性能指标统一,建立了多对象、多段、多约束机动突防弹道优化模型,采用Radau多段伪谱法（MRPM）进行求解。针对该问题求解的初值敏感、可行域窄等问题,提出了一系列弹道优化策略,提高了收敛速度和求解精度,最终获得了最优机动弹道,并通过协态映射原理对其最优性进行了验证。结果表明,该方法能充分发挥高超声速飞行器的机动能力,获得满足落点精度要求的突防弹道,相对已有方法,将脱靶量提高了1~2个量级。灵敏度分析表明,该弹道对拦截弹的发射时间不敏感。      

几种导弹弹射动力系统内弹道性能比较

介绍并比较了几种导弹弹射动力系统的特点,在一定假设的基础上对几种弹射动力系统进行了内弹道模型的设计、编制程序并针对某型导弹及内弹道指标进行计算,计算结果显示了在不同弹射动力下,发射筒内工质气体状态参数随时间变化的规律和导弹在发射筒内运动加速度、速度、位移随时间变化的规律.通过比较分析所得的内弹道性能曲线,得出燃气-蒸汽式弹射动力系统所需工质流量小,结构简单,压力及加速度变化平稳,温度适中,导弹速度及位移增加快,发射时间短,内弹道参数较理想,具有很大的优势和发展前景.为导弹弹射动力系统的设计和方案选择提供参考依据.     

基于三次样条插值的激光干涉图的细化研究

在利用Ｚｅｒｎｉｋｅ多项式拟合波面的方法中，干涉图的细化误差直接影响波面的拟合误差。提出了利用三次样条函数插值的方法，将干涉图的灰度值分布曲线转换成严格的光滑曲线，从而通过数值计算方法求出灰度值曲线的极大值和极小值，以达到细化的目的。     

飘球优化弹道计算

本文根据排球速度随时间的变化曲线,推算出了排球在不同球速下的阻力系数。为了减少数据读数误差的影响,在计算中采取了一些特殊措施;方程的预处理、高精度数值微分、正交多项式最小二乘法拟合曲线等。利用了这样得来的阻力系数计算出周期性横侧力作用下排球发球的三维弹道特性,确定了女排飘球初速和发球角的可行范围以及优化弹道。对弹道特性的分析结果和排球实战经验相符。     

弹道测量误差的分形分析

利用分数 (形 )布朗运动 (FBM)模型 ,分析了飞行器弹道测量误差数据的分形特性 ;针对弹道测量数据的特点 ,提出了一种新的确定无标度区间的方法。仿真与实测数据处理结果表明 ,该方法精度较高 ,实用性好。利用 FBM模型估计了大量实测数据的分形维数 ,估计结果表明 :弹道测量残差数据的分形特性反映了测量环境和目标物理特性     

六杆机构四位置运动生成的解域综合理论与方法

针对Stephenson-Ⅱ型六杆机构四位置运动生成问题,给出基于布氏曲线的广义布氏曲线概念及其方程,同时给出解域综合方法。该方法首先求解出满足要求的解曲线,而后利用雅可比矩阵行列式值符号及机构运动连续性条件剔除解域中存在运动缺陷的机构,最后根据实际需求附加约束条件形成可行解域图。给出的综合示例验证了解域综合方法的可行性和有效性。该方法简单且便于编程实现,同时对其他多杆机构的综合也有参考借鉴意义。     

弹道中段多目标微多普勒分离方法

针对窄带雷达获取的多目标回波中微多普勒信息相互交叠、难以分离与提取的问题,提出了一种基于拍卖算法和小波分析相结合的多目标微多普勒分离方法。在滑动散射模型的基础上,首先通过对回波信号进行预处理得到时频骨架,再根据弹道目标多普勒的变化规律及估计的进动周期定义路径长度,利用拍卖算法提取出多条多普勒曲线对应的最短路径,最后采用小波分析法消除多普勒曲线中的剩余平动分量,实现了多目标微多普勒的分离。仿真结果表明,该方法能够较好地解决交叉区域的路径选择问题,且抗噪性较好,适用于多种微动形式。     

运动信息引导的目标检测算法

在室外监控视频的场景下，由于场景的复杂性及目标的多样性，监控视频中的目标存在难以检测的情况，如目标被遮挡、目标尺寸变化等，目标检测任务仍然存在挑战。基于此，提出了一种利用运动信息引导基于卷积神经网络的目标检测算法来提高目标检测的准确率。对运动目标检测算法进行一定的改进，使得到的运动前景图中能够保持静止目标前景的存在；利用运动前景图中的前景可以指示目标空间位置的特点，在特征层面将网络提取的特征图与获取的以运动前景图为主的运动信息相融合，提高特征图可能存在目标区域的响应值；在目标检测算法的检测器中，引入一个定位分支，利用视频帧的运动前景图，学习候选目标的定位置信度，并与目标的分类置信度加权求和，作为目标最终的置信度，再通过非极大值抑制方法得到检测结果。实验证明，在固定摄像机下采集的数据集中，所提算法能够提升目标检测的准确率。      

由高频无线电波反射回波参数反演电离层运动和结构的高度剖面

本文从广义电波射线微分方程组出发,导出了时变、不均匀和各向异性电离层介质中高频无线电波反射回波的可测参数与电离层的运动和结构参数之间的积分方程组,并给出了利用现代数字测高仪中的多普勒图、定向图、频高图和测距图,反演电离层的结构和运动随高度的分布剖面的计算方法.根据这种反演方法,单站探测电离层运动和结构剖面时有多种可测参量的组合方式.文中提出了一种最佳的参量组合方案,为探测设备的改进和观测记录的分析提供了理论依据.      

气动力对伞稳定下降阶段摆动的影响

为分析伞系统在稳定下降阶段运动稳定性,建立了5自由度的物伞模型,通过仿真发现具有不同气动力形式的物伞系统,其摆动情况有明显差异,并着重分析了气动力参数对物伞系统的摆动角度、频率的影响。