对乒乓球"落点"的初步应用分析

通过问卷调查,访谈法、训练设计法,分析探讨乒乓球五要素中"落点"的开发、研究,旨在使大家对"落点"有更明确的了解.     

跳跃式返回航天器落点预报技术研究

建立了航天器再入动力学模型，提出了使用动能定理计算再入航天器质阻比和升阻比的方法。针对着陆场系统无法获取返回舱升力控制模型的实际情况，提出了一种使用理论机动弹道进行修正的再入航天器航迹预报算法；使用“嫦娥五号”再入段实测数据进行验证，结果显示本文算法显著提高了跳跃式返回航天器落点预报精度。     

基于随机机动模型和落点预测的制导律设计

针对自旋弹体低成本制导律设计问题，提出了一种基于落点预测的新型制导律设计方法。采用随机机动模型和自适应卡尔曼滤波器估计弹体的飞行状态，并解析求解弹体落点预测值，根据落点预测值与目标的偏差生成制导指令。该制导律不依赖于弹体气动参数和弹体运动方程的在线数值求解，避免了常规基于落点预测的制导律所带来的在线计算成本。根据自旋火箭弹的非线性数学模型，通过数值仿真检验了所提制导律在标称参数条件和参数受扰条件下的性能。通过与比例制导律进行制导性能对比，结果表明:所提制导律的制导性能在绝大多数情况下优于比例制导律。      

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.     

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。     

基于显式制导的月地返回轨道中途修正研究

月地返回轨道存在各种摄动误差,终端约束复杂,有必要对其进行中途修正研究。显式制导法通过二体轨道与精确轨道之间的差别进行多次迭代求解给定时刻所需的修正速度。文章利用显式制导法,采用月球段及地球段分段进行中途修正的策略,给出了基于分段落点预报显式制导的月地返回轨道中途修正方案。该方案无需计算雅克比矩阵,算法简单、计算快速、实用性强,能满足再入点参数要求。算例仿真与蒙特卡洛仿真验证了该方案的适用性。     

再入航天器滚速变化引起的落点误差分析

用转子动力学理论研究了再入航天器滚速变化引起的落点误差。通过分析一般攻角方程,给出了再入航天器的进动规律和配平攻角,据此,求出了不旋转航天器的落点误差;将轨迹分段后,推出了常值滚转速率航天器的平均落点误差;在滚速过零一周范围内,通过确定过零高度,分析了过零误差机理,并对该误差进行了计算;最后,分析了低空联锁共振现象,给出了发生联锁共振的条件和误差计算公式,并得出了几个重要结论。     

制导工具误差对导弹射击精度的影响分析

探讨了影响导弹射击精度的主要工具误差系数偏差,建立了导弹惯测组合输出仿真和误差补偿仿真的数学模型。在标准弹道基础上将建立的仿真模型加入导航计算过程,建立了惯测组合工具误差的干扰道模型,并计算分析了不同射向,射程下的工具差系数偏差对导弹薄点的影响,为进一步研究减小制导工具误差的途径打下了基础。     

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。