弹道导弹子母弹头落点散布分析

建立了弹道导弹子母弹落点散布的计算模型，并利用解爆坐标系下的弹道模型，分析了8种主要因素对子弹落点参数和落点散布的影响，给出了估算子母弹落点散布半径的解析式。利用本模型计算的结果与标准值进行比较，证明所建模型是正确的。     

基于ISODATA模糊系统的飞船落点选优方法

针对如何从基于分布式并行计算获得的数千个飞船返回过程预报落点中优选出＂最可能＂落点这一问题,在充分考虑以往返回落点计算的先验知识和最新落点信息的基础上,设计了飞船返回的自适应聚类模糊系统,采用含有时间因子的迭代自组织数据分析算法研究了返回舱落点优选方法。最后,利用＂神舟八号＂返回落点实测数据进行模型检验。计算结果表明,该方法的落点预报精度较传统选优算法的预报精度高50%以上,同时具有较好的稳定性,可为飞船返回搜救提供技术支撑。     

风场中基于神经网络的炸弹弹道落点拟合分析

介绍了两种炸弹弹道落点拟合神经网络模型,对各模型的优缺点以及处理结果进行了分析。提出了采用广义回归神经网络来处理炸弹弹道落点拟合问题,弹道的落点参数、初始投放条件与风场可通过神经网络的阈值和权值来表现。仿真结果表明,应用广义回归神经网络进行弹道落点拟合,具有算法可行性好、拟合精度高、速度快等优点,而且运算简单;该方法在实战中有很高的参考价值和工程实用价值。     

充气展开式再入航天器落点精度影响因素研究

为了明确充气展开式再入航天器落点精度的影响因素,针对充气展开式航天器的典型外形,在完成气动力系数和标称再入弹道设计的基础上,结合所选取的误差源,分别分析了单一和组合误差源对落点偏差的影响情况。研究结果表明:大气密度、风、气动力系数、再入点纵向位置偏差和再入角偏差对落点精度影响较大,应针对其中可控因素重点采取措施。后续可考虑引入再入段主动控制进一步提高落点精度。     

基于神经网络的降落伞落点散布快速生成方法

为了解决使用蒙特卡洛法计算降落伞落点散布慢的问题,提出了组合使用降落伞运动模型和神经网络产生落点散布,并利用硬件加速神经网络推理过程的方法。降落伞运动模型用于产生散布中心,神经网络用于产生相对于散布中心的落点。验证了两种不同结构的神经网络：多层感知器和转置卷积神经网络。发现降落伞运动模型结合多层感知器计算得到的降落伞落点散布和使用蒙特卡洛法计算得到的落点散布最为接近。同时,降落伞运动模型和多层感知器或者转置卷积神经网络组合使用都可以达到实时计算降落伞落点散布的效果。因此,提出的方法可以较好地应用于高时效性场景下的降落伞落点散布计算。     

基于试验与蒙特卡洛法的子母弹子弹落点计算模型

针对目前子母弹子弹落点散布计算模型存在不足,影响子母弹毁伤效能评估准确性的问题,提出一种基于试验数据的子弹落点散布计算模型。对子母弹靶场试验数据进行分析处理,根据相邻子弹间距、不同环带中子弹数量的规律,建立了子弹落点散布模型;结合母弹散布,建立了子母弹子弹落点散布计算模型。该模型在给定子母弹散布参数后,可以快速生成群射子母弹子弹群的地面散布,且与实际情况基本相符,为子母弹毁伤效能评估奠定了基础。     

基于统计分析模型的飞行器落点预报方法

目前飞行器落点预报主要采用人机交互方式进行处理,而不同人员计算出的结果存在较大差异.针对该问题,提出了一种基于四阶龙格库塔计算方法的落点预报分布式计算统计分析模型.该模型根据飞行器的运行轨迹特性和在无动力、无控制、常质量段的预报落点具有集中分布的特点,采用零假设和备择假设统计方法对预报落点过滤选择,并对有效预报落点求其数学期望值.采用实际测量数据对所提出的模型进行了可行性和有效性验证,试验结果表明,该模型不仅具有较强的实时性、稳定性,而且当飞行器运行距离在数千千米时,该方法计算出的平面位置误差仅为几十米.     

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。     

弹道导弹落点精度分析与仿真方法研究

通过对影响弹道导弹的落点精度的因素分类和影响分析,提出了利用仿真技术预测和修正弹道导弹落点偏差的方法。综合诸影响因素对导弹进行全弹道仿真试验设计和分析,为改进设计提供一定的依据。     

再人飞行器落点散布鉴定中验前概率的确定

本文论述Bayes统计决策方法用于落点散布鉴定时验前概率P_(H_O)的确定方法。文中首先讨论落点对瞄准点的距离为Releigh(瑞利)变量的条件下,方差的验前分布的共轭性。对于验前信息,讨论了它的获取和运用方法,给出了计算公式。实例表明,在验前落点信息并不充分的情况下,P_(H_O)的计算必须谨慎地进行。     

弹道导弹惯性测量系统精度指标自适应分配方法

对弹道导弹惯性测量系统进行误差分析和精度指标分配是保证导航精度和武器作战性能的一项重要任务.针对目前惯性导航系统误差分析不全面、精度评估准则单一以及精度指标分配方法不准确的不足,提出了一种弹道导弹惯性测量系统精度指标自适应分配方法,能够按照误差项对精度的影响合理化分配精度指标.该方法首先分析了影响导航精度的所有误差项,并对比各误差项对导航精度的影响.其次,根据总体精度要求值和各误差源在落点精度中的占比,对每项误差系数进行自适应分配,通过逐次调整落点精度中占比最大误差项,最终实现精度指标要求下的最优误差系数指标.在精度指标自适应分配方法基础上,根据落点分布方向性,提出了一种横纵方向误差不等时的精度指标分配方法,更加突出方向性差异.由落点精度模拟可知,经自适应调整后,导弹落点的圆概率误差值(Circular Error Probable,CEP)和横纵向误差值均收敛到精度要求范围内,同时各项误差系数引起的落点精度占比更均匀,该方法为工程设计人员提供了设计依据与思路.     

CZ-2F火箭整流罩残骸落点预报方法研究

为了快速搜索CZ-2F火箭整流罩残骸,研究了残骸坠落飞行规律和落点散布规律,建立了高空风修正的整流罩残骸落点预报模型,反推计算了以往任务整流罩残骸的特征面积,并按其分布规律分组计算了残骸坠落过程中出现的5类平均特征面积,依据出现概率将搜索范围缩小为5个32 km2的小区域,搜索面积减少了约90%。神舟十号任务中,整流罩残骸坠落于预报落区内,实际落点与预报落点间的距离小于2 km,增强了搜索工作的针对性,提高了搜索效率。     

一种飞船返回舱落点选优算法的设计与实现

设计一种选优算法。算法依据概率论,以寻找落点最密集区域为思路,从已知众多飞船返回舱落点数据中计算产生一个“优秀”落点,即尽可能接近返回舱的实际着陆点。     

烧／侵蚀耦合效应及其对再入体落点的影响

研究了再入体零迎角再入飞行过程中的烧／侵蚀耦合效应，讨论了烧／侵蚀耦合效应对导弹落点的影响，在研究过程中提出了烧／侵蚀外形法向处理方法，并对不同的再入条件进行了烧／侵蚀外形及再入弹道计算，计算结果表明，烧／侵蚀外形法向处理方法简单可靠；零迎角再入飞行时烧／侵蚀耦合效应能够引起一定的落点偏差，且落点偏差的值与再入条件有关。     

利用导弹制导误差补偿规律修正不完全弹道测量的数据融合技术

论述不完全弹道测量的数据融合处理问题。在惯性器件天地关系一致的前提下,导弹惯性器件误差补偿量变化规律,就反映了飞行中制导工具误差的变化规律,即遥外差的变化规律。因此,可以利用补偿量视速度的变化规律约束条件,内插出不完全测量段落的遥外差数据,在建立节省参数的弹道估计的联合模型基础上,融合少量的高精度测元来解算弹道参数。落点验算表明：利用该方法计算的落点接近实际落点。     

基于气象风修正的返回舱落点快速预报方法

针对载人飞船回收着陆阶段伞-舱系统运动轨迹受中高空水平气象风影响大的特点,研究建立了回收着陆段完备的伞-舱多体动力学模型,提出了一种基于气象风漂移修正的返回舱落点快速预报方法,在"神舟八号"、"神舟九号"任务中进行了验证试验,并与现有返回舱落点预报方法进行了比较。结果表明,基于伞-舱多体动力学模型的气象风漂移修正量精度较现有方法提高了30%,利用该方法可快速准确预报返回舱着陆落点位置,有助于缩小飞船搜救范围,缩短搜救时间。     

基于回收着陆段精细模型的飞船落点预报

针对载人飞船回收着陆阶段伞-舱系统运动轨迹受中高空水平气象风影响大的特点,研究建立了回收着陆段完备的伞-舱多体动力学模型,提出了回收着陆轨迹预报算法,分析比较了简化的三自由度动力学模型和精细的多体动力学模型的数值预报效果,并与“神舟八号”返回舱实时降落轨迹和实测落点位置进行了比较分析.结果表明,精细的伞-舱动力学模型为回收着陆气象风修正落点预报提供了更精确、更详细的信息,利用该模型预测返回降落轨迹和着陆落点位置,有助于减小飞船的搜救范围,缩短搜救时间.     

飞行试验弹道重建技术

中远程弹道导弹飞行试验受多种因素的制约,其靶场飞行试验次数有限,且很难进行全程飞行试验,如何将飞行试验落点向全程飞行试验落点的折合,是命中精度指标评定中需重点解决的问题。采用飞行试验弹道重建技术,辨识出影响飞行试验弹道和落点偏差的主要内外干扰项,实现制导工具误差、制导方法误差及非制导误差向全程弹道的折合,工程实践表明是一种较好的方法。     

弹道导弹捷联惯导/天文组合导航方案研究

通过分析捷联惯性导航和天文导航的特点,提出利用扩展卡尔曼滤波方法融合捷联惯导和星光测量信息以提高弹道导弹落点精度的可行方案。研究了捷联惯导系统误差模型,建立了滤波误差状态方程和星敏感器原始信息测量方程。星敏感器从发动机关机后开始工作,在滤波过程中对捷联惯导测量误差进行了反馈校正。仿真结果表明,星敏感器开始工作后导弹的位置、速度和姿态误差的方差立即减小,导弹的落点精度也大幅度提高。     

导弹落点计算模型的系统误差分析及其修正

本文讨论了一种改进的导弹落点实时计算模型。首先分析了原用导弹落点计算模型的系统误差,在解决由于原模型未考虑导弹落区高程h1所产生的误差△β_2的同时,还修正了由积分步长并非很小而产生的误差△β_1。使导弹射程计算误差从原来的+2.0公里缩小到+0.9公里以内。