旋转式重力梯度仪自身梯度补偿研究

重力梯度仪安装在惯性稳定平台上,忽略载体姿态角改变等条件下的影响,在空间上保持方向不变,因此载体相对于重力梯度仪的旋转会改变其周围空间的质量分布,从而引起自身梯度的变化.这种自身梯度变化影响了重力梯度仪的测量精度,是动基座重力梯度测量误差的重要来源.由于周围环境物体到重力梯度仪的距离很近,采用基于中心引力梯度的方法计算自身梯度具有较大误差.推导了基于加速度计输出的重力梯度仪自身梯度补偿方法.仿真结果表明通过基于中心引力梯度的方法和基于加速度计输出的方法分别计算单位质量的质量点产生的自身梯度时,0.3m位置处自身梯度补偿的偏差超过5E,采用基于加速度计输出的方法进行自身梯度补偿更加精确.     

主动段扰动引力对闭路制导的影响分析

针对主动段扰动引力对采取惯性制导方式的远程火箭命中精度的影响问题,提出了主动段扰动引力对闭路制导的影响分析方法。结合闭路制导中的导航计算与关机方程,剖析主动段扰动引力造成落点偏差的机理,分析了扰动引力对待增速度的影响,提出了将关机点处待增速度偏差分为两个组成部分分别研究的分析方法。对出现推力、质量等偏差时的状态进行了仿真分析,得到关机点处待增速度偏差主要受关机点时间影响的结论。所得结论对提高远程火箭制导精度有借鉴意义。     

动基座重力梯度仪技术及其应用

本文首先阐明了动基座重力梯度测量的重要意义，在分析了当前国内外动基座重力梯度仪研究现状的基础上，重点阐述了旋转加速度计重力梯度仪的测量机理，探讨了其中的一些关键技术和解决设想，同时就其自身特点提出了可能的应用领域。     

用于重力梯度仪标校的引力产生装置轨迹优化方法

本文主要讨论一种利用引力产生装置轨迹的移动进行引力梯度测试、标定和校准的方法。首先研究了引力产生装置对重力梯度测量系统的作用力影响,给出旋转式重力梯度仪的测量原理,推导了引力产生装置在重力梯度仪测量系统中的引力梯度信号输出表达式。文中设定了引力梯度测试参数,比较引力产生装置在空间中的不同位置移动区域产生的引力梯度信号的输出变化范围,确定引力产生装置的最佳轨迹。最后对重力梯度的测试标校方法作进一步分析。     

机动发射导弹助推段弹道快速规划方法

针对机动发射条件下的弹道快速规划问题,提出了基于神经网络状态预报模型的典型助推-滑翔导弹助推段弹道在线规划方法。导弹发射后,运用事先训练的神经网络拟合弹道计算过程,预报关机点状态,结合优化算法快速生成满足终端再入约束的飞行程序。仿真结果表明,所提神经网络预报及飞行程序解算模型能够适应给定的机动发射条件,在2 s内输出全程飞行程序,且实际终端状态量满足关机制导要求。     

空空导弹挂装精度的校靶方法

载机在发射导弹前,大部分都存在一个动基座对准过程,动基座对准的精度大小直接关系到导弹在发射后能否按照载机指示截获跟踪目标.导弹在载机上的挂装精度是影响动基座对准精度的因素之一.该文介绍了一种空空导弹挂装精度的校靶方法.     

动基座上垂直发射导弹程序控制段的姿态测量误差分析

动基座上垂直发射导弹程序控制段的姿态测量误差所产生的导弹姿态误差主要两部分构成：ｉ）垂直发射导弹在初始发射时动基座提供的初值所形成导弹的姿态误差。     

基于闭路制导的弹道导弹发射诸元的仿真算法

提出了一种基于闭路制导的弹道导弹的发射诸元算法.给定发射点与瞄准点的地理位置,以压低弹道为目标,通过一种迭代方法求解关机点弹道倾角,并基于地球引力级数展开模型提出了一种虚拟目标的快速计算方法,以主动段弹道平面和被动段弹道平面二面角为指标完成了发射方位角的迭代计算,最后通过仿真算例论证了该算法的可行性.     

弹道导弹制导计算中扰动引力的快速赋值

主动段扰动引力是引起弹道导弹制导方法误差的主要因素。因此,要提高导弹的制导精度,就必须能够在弹上实时计算扰动引力。但现有方法在计算快速性和存储量之间无法得到有效协调。为此,把广义延拓逼近思想引入有限元逼近方法中,将插值单元周围节点的信息也包含到单元内一点扰动引力的计算当中,建立了一种新的数学模型。对所选发射空域,在发射坐标系中进行了直角坐标划分。计算结果表明,这种方法能够更加精确地逼近弹道导弹主动段的扰动引力,在600 km×250 km×6 km的主动段飞行区域内,只需要保存60个节点数据,就能使由逼近误差导致的落点偏差小于10 m,是一般有限元逼近方法精度的4倍以上。     

基于飞行状态的直升机部件使用费用分析

基于飞行状态造成的疲劳损伤，引入“影响因子”的概念，建立飞行状态时间比例改变对动部件使用费用影响的数学模型，分析各种飞行状态时间比例改变对动部件使用费用的影响程度。采用此模型对某型直升机的研究表明，计算得到的只有一个飞行状态时间比例主动改变和只有一个飞行状态时间比例未主动改变的影响因子可以定性和定量地分析飞行状态对使用费用的影响，在此型直升机所有的飞行状态巾只有两种飞行状态造成的使用费用在飞行状态时间比例变化0．1时变化超过0．01。     

后效冲量引起导弹弹道误差的一种计算方法

后效冲量误差是引起弹道导弹飞行弹道误差和命中误差的一个重要误差源。根据冲量原理和小偏差理论给出了后效冲量误差引起导弹命中误差的一种计算方法和模型,提出了一种用关机分离方程控制射程的方法。仿真计算表明,该方法可彻底消除后效冲量误差,进而消除后效冲量误差产生的命中误差。     

Roll-pitch-yaw autopilot design for nonlinear time-varying missile using partial state observer based global fast terminal sliding mode control

The acceleration autopilot design for skid-to-turn (STT) missile faces a great challenge owing to coupling effect among planes, variation of missile velocity and its parameters, inexistence of a complete state vector, and nonlinear aerodynamics. Moreover, the autopilot should be designed for the entire flight envelope where fast variations exist. In this paper, a design of inte-grated roll-pitch-yaw autopilot based on global fast terminal sliding mode control (GFTSMC) with a partial state nonlinear observer (PSNLO) for STT nonlinear time-varying missile model, is employed to address these issues. GFTSMC with a novel sliding surface is proposed to nullify the integral error and the singularity problem without application of the sign function. The pro-posed autopilot consisting of two-loop structure, controls STT maneuver and stabilizes the rolling with a PSNLO in order to estimate the immeasurable states as an output while its inputs are missile measurable states and control signals. The missile model considers the velocity variation, gravity effect and parameters’ variation. Furthermore, the environmental conditions’ dynamics are mod-eled. PSNLO stability and the closed loop system stability are studied. Finally, numerical simula-tion is established to evaluate the proposed autopilot performance and to compare it with existing approaches in the literature.     

弹道导弹中段防御的拦截窗口分析

根据弹道导弹中段飞行近似为二体运动的特点，应用二体运动理论分析了弹道导弹中段防御的拦截窗口。假设最低拦截点由拦截弹末段寻的飞行正常工作的最低地面高度决定，最高拦截点由拦截弹投射能力决定，给出了根据当前时刻弹道导弹位置和速度求解拦截窗口的算法。对采用最小能量弹道飞行的弹道导弹，给出了根据射程求解拦截窗口的算法，并对不同射程的最小能量弹道，给出了求解拦截窗口的算例。     

Microscope Instrument Development,Lessons for GOCE

Two space missions are presently under development with payload based on ultra-sensitive electrostatic accelerometers. The GOCE mission takes advantage of a three axis gradiometer accommodated in a very stable thermal case on board a drag-free satellite orbiting at a very low altitude of 250 km. This ESA mission will perform the very highly accurate mapping of the Earth gravity field with a geographical resolution of 100 km. The MICROSCOPE mission is devoted to the test of the “Universality of free fall” in view of the verification of the Einstein Equivalence Principle (EP) and of the search of a new interaction. The MICROSCOPE instrument is composed of two pairs of differential electrostatic accelerometers and the accelerometer proof-masses are the bodies of the EP test. The satellite is also a drag-free satellite exhibiting a fine attitude control and in a certain way, each differential accelerometer is a one axis gradiometer with an arm of quite null length. The development of this instrument much interests the definition and the evaluation of the sensor cores of the gradiometer. The in flight calibration process of both instruments is also very similar. Lessons form these parallel developments are presented. This revised version was published online in August 2006 with corrections to the Cover Date.     

超导重力仪器:机遇与挑战

超导重力仪器是利用超导电性构建的精密相对重力测量仪器,其工作于4.2K液氦温度,具有仪器固有噪声低、稳定性好的特点。阐述了超导重力仪和超导重力梯度仪两种仪器的工作原理与技术特征,简要介绍了作者所在课题组超导重力仪器研制的进展情况。分析了我国资源勘查用航空超导重力梯度仪研制所面临的机遇与挑战,提出了应对技术挑战的策略方法。     

基于CADET的弹道交会误差变化规律分析

运载器弹道与预测命中点之间的交会误差是拦截器分离点误差引起的。分离点的位置误差、速度误差对于弹道交会误差的影响,既取决于其本身的大小,也取决于分离点到达预测命中点的时间。依据分离点误差推算弹道飞行的误差变化规律,是进行运载器制导控制系统分析与误差分配的前提条件。本文通过采用协方差分析描述函数法,对弹道误差变化规律进行了有效分析。仿真结果证明了这种方法的有效性。     

风洞模型投放试验轻模型法重力效应影响

风洞模型投放试验是研究超声速机弹分离问题的一种有效手段，相似参数的选取是影响试验准度的关键因素。有初始弹射速度的超声速机弹分离研究中，通常采用"轻模型法"得到模型的运动学及动力学相似参数，但该相似参数中模型重力模拟不足。为了研究重力效应对投放试验结果的影响，采用CTS试验技术对全尺寸真实参数与缩比尺寸轻模型法相似参数条件下得到的结果进行了对比研究。研究结果表明：在载弹与载机分离过程中，载弹位姿相互耦合，垂直下落位移的快慢会影响载弹姿态角的变化；轻模型法相似参数条件下，载弹垂直下落位移较慢，虚拟重力的修正方法只能近似修正下落位移，不能对导弹姿态角进行修正，而姿态角会影响下落的位移；机弹分离安全性方面，轻模型法相似参数条件下的试验结果较真实参数偏危险。     

中远距空空导弹导引头系统仿真及误差分析

针对中远距空空作战,建立了中远距空空导弹的飞行仿真模型,给出了导弹攻击目标的全过程,并给出了攻击结果,即脱靶量和目标杀伤概率的计算方法。在分析末制导阶段导弹雷达工作过程的基础上,分析了导引头误差对测量目标信息及导弹飞行过程和攻击结果的影响。最后,使用Visual Studio 2010和OpenGL进行了空空导弹的全过程飞行仿真,验证了模型的正确性和有效性。     

Empirical virtual sliding target guidance law design: an aerodynamic approach

We present a novel empirical virtual sliding target (VST) guidance law for the midcourse phase of a long range surface-to-air missile that uses the simplicity of the conventional proportional navigation (PN) guidance law while exploiting the aerodynamic characteristics of a missile's flight through the atmosphere to enable the missile to achieve superior performance than that achieved by conventional PN guidance laws. The missile trajectory emulates the trajectory of an optimal control based guidance law formulated on a realistic aerodynamic model of the missile-target engagement. The trajectory of the missile is controlled by controlling the speed of a virtual target that slides towards a predicted intercept point during the midcourse phase. Several sliding schemes, both linear and nonlinear, are proposed and the effect of the variation of the sliding parameters, which control the sliding speed of the virtual target, on the missile performance, are examined through extensive simulations that take into account the atmospheric characteristics as well as limitations on the missile in terms of the energy available and lateral acceleration limits. Launch envelopes for these sliding schemes for approaching and receding targets are also obtained. These results amply demonstrate the superiority of the proposed guidance law over the conventional PN law.     

航空重力仪/梯度仪惯性稳定平台研制现状

惯性稳定平台可以隔离外部扰动对重力仪或重力梯度仪的影响,改善重力测量环境、提高重力测量精度,在航空重力测量领域意义重大,应用前景广阔.本文针对国内外多个国家的航空重力仪惯性稳定平台研制情况,以及承载不同类型重力梯度仪的惯性稳定平台研制现状进行了评述,并讨论了平台研制中的一些关键技术,最后进行了前景展望.