临近空间高超声速目标跟踪算法研究

针对临近空间高超声速飞行器运动特性,综述了交互多模型算法（IMM）相对单模型算法的优越性。以临近空间飞行器一个机动转弯部分轨迹进行仿真试验,仿真并分析了匀速（CV）、匀加速（CA）、Singer、当前统计（CS）、Jerk模型算法及IMM算法优点及局限性。结果表明,IMM算法跟踪机动目标在机动时稳定性、精度、机动适应性方面优于单模型算法,但存在实时性、模型转换可能性先验确定等问题,并针对这些问题提出可能的解决方法。     

临近空间高超声速目标跟踪动力学模型

针对临近空间滑跃式高超声速目标(NSHV)跟踪问题,提出一种新型的动力学跟踪模型。首先从动力学方程与横纵向机动样式两个方面分析了NSHV运动特性,将其抽象为滑跃式NSHV气动加速度相关性的一般规律;在此基础上将气动加速度中的阻力与爬升加速度建模为二阶时间相关模型,使其加速度自相关函数同时具备周期性与衰减性,并据此建立了动力学跟踪模型状态方程;此外,为应对有无动力段转换的误差突变问题(有动力的情况),引入强跟踪滤波进行突变点的滤波补偿。最后通过与不同现有算法比较验证了模型的优 越性 。     

临近空间高超声速目标及其防御

介绍了美国临近空间高超声速飞行器的发展历程,分析了临近空间高超飞行器的战略意义和目标特性.根据临近空间高超声速目标对防御系统预警能力时间性、高速机动目标精确探测、拦截弹机动过载和高精度制导控制等要求,阐述了预警探测系统、指挥控制系统和拦截武器系统可采取的措施.     

临近空间高超声速目标滑跃式轨迹Sine-AIMM跟踪算法

针对单一的Sine模型算法无法与临近空间高超声速目标滑跃式轨迹准确匹配,现有的交互多模型(IMM)算法跟踪效果也不够理想的问题,提出一种基于多重贝叶斯准则的自适应交互式多Sine模型(Sine-AIMM)临近空间高超声速滑跃式目标跟踪算法.算法采用多个Sine模型对滑跃式轨迹进行匹配,并利用多重贝叶斯准则在线调整各模型...     

临近空间高超声速滑翔弹双通道跟踪算法

为了提高临近空间高超声速滑翔目标的跟踪精度,提出了一种双通道并行跟踪算法。首先对比分析了目标的弹道轨迹,目标角度域参数相比位置域参数存在更显著的变化规律,为了在雷达测量直角坐标系下跟踪,采用倾角和方位角代替航迹倾角和航向角,将倾角变化率和方位角变化率描述成零均值正弦自相关随机过程,分别建立了纵向通道和横向通道的角度域模型。然后将目标轨迹分解到纵向观测平面和横向观测平面,通过量测数据预处理、双通道并行滤波、输出状态合并,实现目标的三维跟踪。最后通过仿真实验设置了算法中两个通道的机动模型的参数,分析了过程噪声对跟踪精度的影响,仿真结果表明,与现有的临近空间高超声速目标跟踪算法相比,该算法具有较高的跟踪精度。     

临近空间高超声速助推-滑翔式轨迹目标跟踪

针对临近空间高超声速、助推-滑翔式轨迹目标跟踪的问题,提出一种经度-纬度-高度坐标系（Longitude-Latitude-Altitude, LLA）下基于目标轨迹特性分析的三维投影跟踪算法。首先,针对临近空间目标在经纬方向上的线性高超声速运动和高度方向上高机动频率运动的不同,将目标量测分别投影到经纬平面和高度方向上,并通过分段跟踪处理,以减小耦合误差对目标跟踪精度的影响;接着,在对目标高超声速特性充分分析的基础上,利用经纬方向上的点迹归并和凝聚处理,以有效解决目标高超声速运动所引起的分裂问题;然后,在对目标高度IMM跟踪的基础上,通过对加速度突变的合理检测和补偿,以进一步实现目标在高度方向上高机动频率运动的可靠跟踪;最后,结合统计学原理,将目标在同一时刻不同跟踪段中的状态估计相关联,以有效实现临近空间高超声速、助推-滑翔式轨迹目标的精确跟踪。仿真结果表明,与现有的临近空间目标跟踪算法相比,该算法具有较高的定位跟踪精度。     

临近空间高超声速目标点迹处理研究

针对临近空间高超声速目标在雷达数据处理中容易出现目标分裂的问题,通过分析临近空间高超声速目标原始点迹数据特点,提出了一种适合临近空间高超声速目标点迹处理的方法,该方法通过野值剔除、点迹数据归并、点迹凝聚和修正等步骤,实现了目标原始点迹数据一个目标在某一时刻只有一个点迹的要求。仿真结果表明,该方法能够实现对临近空间高超声速目标原始点迹的有效处理。     

一种面向临近空间高超声速再入滑翔目标跟踪算法

针对临近空间高超声速再入滑翔目标的跟踪问题,提出了一种基于回顾成本输入估计的无偏转换量测卡尔曼滤波(Retrospective cost input estimation-unbiased converted measurements Kalman filter, RCIE-UCMKF)。首先,根据再入滑翔目标的飞行特性,将加速度看成是未知的确定输入构建运动学跟踪模型;然后,对目标的非线性量测信息进行无偏转换,并将得到的噪声协方差矩阵进行解耦,降低算法的复杂度;最后,利用回顾成本的输入估计对未知加速度进行重构,采用递推最小二乘法更新输入估计器的参数矩阵,同时将估计的加速度引入到卡尔曼滤波框架下,实现对高超声速再入滑翔目标状态的准确估计。仿真结果表明了该算法的有效性和可行性。     

一种临近空间高超声速飞行器翼舵干扰研究

在临近空间区域内飞行的高超声速飞行器对舵面操纵特性提出了严苛的要求,在高空高速条件下主翼对舵效有严重影响。通过风洞试验对带全动舵升力体的高超声速升阻特性进行了研究,发现由于主翼的遮挡效应,负舵偏比同舵偏值的正舵偏对升力体升阻特性影响更明显。数值模拟结果显示在舵偏角从-20°～20°变化过程中,由于主翼与舵面之间气流干扰造成舵面上下压差变化复杂,-12°～2°舵偏产生抬头铰链力矩,其余正负舵偏均产生低头铰链力矩,主翼后缘上表面的分离线随攻角增加逐渐前移,迎风面高压气流通过翼舵之间缝隙向上发展,使得舵上表面再附线后移,翼舵之间均有明显的横向流动。     

对高超声速目标的跟踪及算法研究

对高超声速目标特性进行了研究,针对高超声速目标高速及高机动的特点,提出了使用参考加速度模型的IMM算法.同时采用UKF滤波解决对目标跟踪造成的非线性问题.蒙特卡罗仿真试验证实该算法跟踪效果较好、误差均方值小、跟踪精度高.     

临近空间飞行器在电子侦察中的应用研究

临近空间飞行器具有航空航天飞行器无法比拟的优势,在军事上有着广阔的应用前景。介绍了临近空间及临近空间飞行器的概念和特点,总结了临近空间飞行器的发展现状和趋势,并着重探讨了临近空间飞行器在电子侦察方面的应用。     

空间激光通信系统光斑小目标跟踪算法研究

在空间激光通信链路中,大气湍流、结构设计误差、平台扰动等因素为链路的精确对准和精密跟踪带来了困难。为提高激光链路的跟踪精度,首先对光斑跟踪过程中的影响因素进行研究分析,继而对跟踪算法做出改进。针对跟踪目标特性,设计了一种自适应模板目标相关跟踪算法,并搭建了基于粗精复合轴跟踪系统的实验平台,开展了实验验证。结果表明：与当前常用跟踪算法相比,该设计处理速度可达 1 kfps,目标跟踪位置与真实位置基本重合,目标跟踪准确率高于98%,在处理速度、跟踪准确率与算法鲁棒性上均有较大提升,具有一定的实用性。     

临近空间短波红外多光谱成像技术

伪装、隐身技术的发展,使传统的探测、侦察手段已难以适应要求.在临近空间平台上进行多光谱、高光谱对地探测,可以在敌方一定程度的伪装、隐身条件下完成对目标区域的成像侦察,有效地识别地面的各类伪装、空中隐身飞行器等军事目标.开展了临近空间机栽短波红外多光谱成像技术探索性研究,取得了初步成果.     

一种空间目标红外特性分析方法

空间目标红外特性分析一直是比较难的课题,尤其对于表面材料为复合材料的空间目标尤为困难。通过分析空间目标飞行动力学特征,以及在空间模拟设备中的表面温度和空间环境的热换算关系,可以得出空间目标在空间环境下的红外热图像。本方法可为空间目标热红外防护技术的研究和发展提供参考和借鉴。     

基于Murty方法的多目标跟踪快速算法

JPDA是一种有效的多目标跟踪算法，但算法的复杂度随着目标和观测值的增加而显著增长。为了减少JPDA算法所需要的存贮空间和计算时间，通过Murty方法，得到K个最优的目标与观测值对应关系，再利用这K个最优对应关系实现JPDA算法。仿真结果表明，新算法跟踪成功率与JPDA相近，所需的时间远低于JPDA算法。     

利用浮空器提高临近空间的探测预警能力

概述了浮空器在临近空间探测预警上的作用,在此基础上,重点阐述了浮空器作为临近空间探测平台的优势,并与卫星和预警飞机进行了比较分析。主要针对美国对于浮空器的军事应用和进展,如利用浮空器对巡航导弹的探测应用等进行了介绍,最后得出结论。     

空间目标小型相控阵雷达探测技术

地基探测系统受站点布局限制,难以实现全轨道空间的目标探测与跟踪。为对高价值航天器邻域空间目标进行全时探测与跟踪,提出基于伴随微纳卫星的小型化相控阵雷达技术。通过分析不同波段雷达对大范围空间目标搜索与精细跟踪的性能,并综合考虑系统复杂度与功耗等因素,最终选择C波段作为雷达工作频段。详细阐述小型化相控阵雷达的系统设计、目标搜索与跟踪的信号处理方法、测距与测角误差分析等。仿真分析证明,该小型化相控阵雷达能对25 km范围内、40°×40°的三维空间进行目标搜索,实现0.4 m的测距精度与0.03°的测角精度,满足空间目标大范围搜索与跟踪应用的需求。     

临近空间飞行器总体设计对固体发动机特性需求分析

从内弹道性能、气动防热、绝热结构设计和后效推力预示等方面研究了临近空间飞行器总体设计对固体发动机的需求。内弹道性能方面,在总冲一定的情况下,发动机采用“长时间小推力”的工作模式、“前高后低”的推力曲线形式,对提高分离点高度和关机点速度、减小分离点动压有利;气动防热方面,临近空间飞行器发动机外壁热环境远比传统弹道式严酷,需要采取相应的防热措施;绝热结构设计方面,分析了过载条件下燃烧室中粒子的受力情况、粒子沉积分布位置以及对绝热结构的影响,提出了过载条件下发动机绝热裕度设计校核的需求;后效推力预示方面,发动机下降段高空推力的预示精度对分离安全性及分离时序的设计有着非常重要的作用,需要提高后效推力预示的准确性,以满足分离设计的要求。文章研究总结的方法、规律和结论,对临近空间飞行器固体发动机的设计具有重要的参考意义。