MISTRAM系统测距常值误差估计与修正

MISTRAM测距数据包含的常值系统误差，是影响数据质量和精度的主要因素之一。该误差既不便于按常规系统误差处理，更不能按随机误差处理。在设备精度鉴定中，使用更高精度的观测数据通过比对法估计的方法，以及EMBET方法，均受到诸多制约。本文基于MISTRAM系统高精度测速数据，建立了常值系统误差的估计方法。实际数据计算证明，该方法是可行的。     

在缺少精确参考基准的条件下两部性能相同雷达的验收

如果缺少由经伟仪提供的用来鉴定单台雷达精度的精确参考基准,那么就可以用具有相似性能的第二部雷达系统和第一部雷达系统一起来相互鉴定各自的精度。校准到瞄准轴线的任何一部雷达都可以证明存在一定的偏差,尽管其测量结果的重复性可能表明其精度是良好的;但是,由这种偏差所产生的误差还可能严重地影响到雷达的测量精度。本文介绍了在没有精确参考基准的情况下两部雷达验收试验中所使用的设备及验收方法。文中说明了雷达的校验步骤以及几次气球放飞校准测量的结果,分析了包括基于同一坐标系中的两部雷达测量结果之差的均方根值而进行了跟踪精度估算。     

轨道测量设备精度自鉴定技术及评估

本文介绍了航天测控网在跟踪测量航天器运行轨道时，应用自校准技术精确的比较标准，实现航天测控网精度自鉴定的技术途径。提供了几种自校准外测系统误差的处理方法，并对它们的应用进行了评估。重点介绍了轨道约束“EM－BET”自校准技术的原理，它不仅对于提高测控系统测量精度鉴定的技术水平，而且对于改进和提高航天器的定轨技术，精确地确定轨道和预防，都是具有重要意义的。     

GPS在弹道导弹跟踪中的应用

在弹道导弹的试验和鉴定过程中,需要精确测定时空信息(TSPI)。出于靶场安全考虑,试验时要对弹道导弹进行跟踪,炸毁失灵的导弹;为鉴定导弹的制导系统,要精确地确定导弹的弹道。过去,用测量雷达跟踪的TSPI精度不够,对弹道的确定更是如此。如果导弹从远海发射,或是同时要跟踪多个目标,那么,雷达用于靶场安全也会力不从心。对于外测跟踪或精密弹道确定,GPS转发跟踪系统可以记录全程飞行情况,供事后分析,而且还可以根据需要多次重放,以使跟踪滤波器最佳化。     

垂线偏差对航天测控数据处理精度影响分析

通过对发射坐标系到惯导地平系[1]的坐标转换建模,用飞行器理论弹道仿真了惯导地平系弹道数据,并用其进行数字引导和定初轨,定量地分析了垂线偏差对数据处理精度的影响。仿真结果表明,垂线偏差对定轨结果影响较大,考虑发射台垂线偏差对理论弹道数字引导精度也有明显提高。     

助推-滑翔式弹道中段的近似解

研究了助推-滑翔式弹道中段的近似解。首先根据不同假设条件,给出以下四种情况的近似解:(1)自由飞行段的解;(2)只考虑气动力常迎角飞行段的近似解;(3)考虑引力和气动力的合成解;(4)平衡滑翔解。再由上述近似解合成助推-滑翔弹道中段的分段近似解。通过与数值解的对比,验证了近似解的合理性。研究结果可为新型助推-滑翔式飞行器在方案论证阶段时的弹道特性分析以及射程、峰值热流和过载等特征参数的估算提供依据。     

不确定飞行环境下的滑翔制导炮弹方案弹道优化

滑翔制导炮弹因体积和成本所限存在控制能力有限的问题,有必要对其方案弹道加以合理的设计,为此提出一种不确定飞行环境下的弹道优化方法以降低方案弹道对各类随机干扰的敏感度。建立了模型偏差、滑翔启控点参数偏差、气动参数偏差及气象偏差等不确定性因素的数学模型,推导出计及随机干扰的滑翔弹动力学系统雅可比矩阵的解析表达式,利用线性协方差分析法,得到了系统误差传播方程,进而建立了不确定飞行环境下的弹道优化模型。利用Chebyshev伪谱法将弹道优化问题转换为非线性规划问题,在此基础上采用内点算法(Ipopt)获得了方案弹道的最优解。仿真结果表明,与不考虑不确定因素的设计方法相比,采用本文方法设计出的方案弹道,纵向和侧向位移散布方差明显减小,显示出对随机干扰更好的抑制效果。     

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。      

MF-1飞行试验弹道差异分析及弹道重建研究

MF-1作为我国的首次高超声速空气动力学基础问题研究模型飞行试验项目,真实飞行取得了圆满成功。但是其无控飞行弹道与设计弹道之间还是存在较明显偏差,本文首先对于MF-1实际飞行试验弹道与设计弹道之间的偏差原因,通过理论分析和弹道仿真开展了研究,结果表明风场偏差和气动力偏差可能是导致MF-1飞行弹道与设计弹道差异的最主要因素。然后,基于飞行实测的过载角速率数据和外弹道测量数据对MF-1飞行弹道进行了重建,得到了包括迎角、侧滑角在内的完整可靠的弹道数据。研究还表明,风场对迎角、侧滑角的准确估计有显著影响,应尽量提高风场测量的实时性和准确性。     

再入(返回)测量的自校准α-β-γ滤波

在导弹、航天器试验任务的实时数据处理中,α-β-γ滤波已得到应用。由于外测系统的观测数据中,除含有随机误差外,还含有系统误差,而且系统误差经常大于随机误差。随着对实时处理测量精度要求的日益提高,应用α-β-γ滤波解算弹道参数,必须考虑外测系统误差的修正,否则,在较长测量弧段利用其滤波时,系统误差会造成弹道参数的滤波“发散”。本文基于“EMBET”自校准原理,将其推广到α-β-γ滤波中,完成了具有自校准α-β-γ滤波公式的推导,并给出再入(返回)测量弧段时的常用测量元素下的相应公式。     

光电稳定平台红外光轴对准方法

光电稳定平台中,红外光学器件以其特有的优势越来越多地被采用。精确、快速地对红外光轴进行校准和标定是红外器件应用的一个重要课题。本文介绍了一种基于红外准直仪原理设计的红外光轴校准系统,对靶标位置偏差造成的光轴偏差进行了分析计算,并提出了确定抛物面镜光轴的具体方法。研制了红外光/可见光靶标模拟器,解决了无人机光电稳定平台中红外热像仪与其他可见光光学器件的光轴平行度校准、红外光轴相对系统零位基准标定等问题。所述方法经试验证明,在目前不具备红外准直仪的条件下同样实现了较高精度的红外光轴校准和标定,有着重要的实际工程意义。     

阿里安运载火箭飞行试验用的C波段雷达的卫星校准

在欧洲阿里安运载火箭试射以前,法国国家航天研究中心对设置在法属圭亚那库鲁发射场和巴西纳塔尔站的雷达组织了一次校准会战。本文首先介绍校准用的设备并说明选择这些设备的理由。我们用了以下设备: (1)美国GEOS-3卫星上的三个有关设备;C波段雷达应答机、激光反射器、供多普勒测量用的162-324兆赫发射机; (2)设在库鲁、纳塔尔和图卢兹的多普勒接收机; (3)美国的激光测量结果; (4)法国国家航天研究中心的计算设施(图卢兹和库鲁的计算中心)。其次介绍一下在初校、设备同步和操作协调等阶段所遇到的各种问题。接着介绍所做的处理工作: ——用多普勒测量值求得质量好的当地轨道根数集; ——将此轨道同激光测量值进行比较; ——鉴定各种雷达误差模型(垂直度、正交度、对准度、偏倚……); ——在同一处理过程中分离出雷达模型和轨道根数; ——进行自校准文章的最后部分介绍了处理的结果和这次校准会战的经验教训。所达到的鉴定精度为:对误差模型的参数来说为10-20微弧度,距离为几米,角度约几微弧度(此为最后处理所得的精度)。主要的经验教训有: ——做好校准会战的准备工作——做好设备的同步——选择一种好的雷达参数和轨道根数的处理方法(求解法) ——建议用精度较低但便于实现的简便的自校准方法。     

二因素随机效应模型下评估X射线单晶定向系统的重复性和再现性

提出一种以总角度偏差作为观测数据,通过适当转换,从而方便地使用二因素随机效应模型评估X射线单晶定向测量系统重复性和再现性的方法。使用该方法安排了三组实验,分别用MINITAB计算得出了三个测试系统的重复性和再现性,并由此证明了即使在X射线单晶定向系统的校准满足要求的情况下,其测试系统的重复性和再现性也不一定满足要求,需要随时监控。     

空-空导弹全向攻击最优制导规律研究

 将发射瞬时所确定的平行接近弹道作为基准弹道,由于各种干拢所引起的相对于基准弹道的偏离作为偏差来处理;用最优控制理论导出空-空导弹进行全向攻击的最优制导律,此制导律包含目标加速度反馈。当目标作非机动飞行时,最优制导律是一种变比例系数的比例制导。数字仿真结果表明:在相同条件下,最优制导弹道需用过载、终端脱靶量均小于比例制导,特别是从目标前方攻击时,其制导精度大大优于比例制导。     

海上以星背景为座标系的轨道测量方法探讨

现在海上测飞行体轨道是由导航定位系统提供座标系的原点位置和三轴指向的,存在的问题是从惯导至经纬仪的基准方向传递设备在海上的标定校准不易解决。本文探讨测量系统采用弹道照相机测量的基本原理,由星背景提供座标轴的指向和分度校准,以降低对导航定位系统、基准传递系统和经纬仪指向的长期系统误差要求。本文讨论了星体的选择,包括星等的选择和位置的选择。以测量系统测星位置所得数值与星位置真值之差作为修正值,文章探讨了以此修正值修正实测弹道所用的付利叶分析和时间及空间两种回归计算方法。最后,给出了估算精度的方法。     

基于时变TVAR模型和CKF滤波的助推器落点预测

为解决助推器难以精确回收的问题,提出了一种容积卡尔曼滤波(CKF)和时变自回归(TVAR)模型融合的助推器落点预测方法。针对外弹道观测数据的非平稳时序特点,利用TVAR模型对其建模,预测助推器脱落时和助推器落地之间一段时间的未来测量值,以离散化质点弹道模型作为状态方程,将未来测量值作为CKF滤波弹道位置估计的测量值。为普适非平稳序列,考虑时变TVAR对非平稳时间序列的时变参数和模型阶数的确定。该方法是预测助推器落点滤波外推法的一种新实践。实验数据结果表明,TVAR预测助推器落点与TVAR-CKF融合预测的助推器落点相比,融合后预测的结果与实际测量的助推器落点的偏差更小,可为实际应用提供参考。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同。提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速、沿金属丝燃速、综合因子和喉径的变化规律；再确定喷管效率；最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同，提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据，以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速，沿金属丝燃速，综合因子和喉径的变化规律，再确定喷管效率，最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明，计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

遄达700燃油计量校准偏差解决方案

针对遄达700发动机存在的燃油计量组件(FMU)的燃油计量校准偏差,提出了更为准确的航空公司发动机健康监控(EHM)解决方案并进行了充分验证。     

纵向机动载荷设计系统

纵向机动载荷设计系统是按国军标计算飞机纵向机动载荷的有效的系统软件,主要用于L8飞机及同类飞机的飞行载荷计算。该系统包含5个部分:(1)基本参数处理;(2)机动载荷计算;(3)压力分布计算;(4)严重载荷筛选;(5)实验修正。