大气层外拦截器近最优中制导律设计

针对大气层外中段拦截问题,设计了一种带有固定推进时间的近最优中制导策略。首先,一种具有解析形式的相对运动表达式被提出,由于在推导过程中考虑了两飞行器间重力差影响,得出的表达式相对于将两飞行器重力差简化为零重力模型得到的解析式具有更高的精度;然后将此表达式与庞特里雅金极小值原理结合得到拦截器闭环加速度指令,为提高制导性能,补偿加速度指令被引入;最后通过仿真算例验证提出方法的有效性。     

变质心飞行器姿态与弹道性能分析

对变质心飞行器的姿态和弹道性能进行了分析.根据变质心控制原理得到飞行过程中总配平攻角表达式.从该表达式中获得影响姿态的滑块参数,并分析了这些参数对总配平攻角的影响;从气动力矩的角度分析滑块参数对滚动角的影响;根据配平状态下所受到的横向过载,分析了滑块参数对弹道机动能力的影响.分析结果表明,滑块质量比对姿态和弹道的影响最大,质量比增大20%攻角和弹道落点偏差分别增加38%和36%;其次是横向偏移量;最后是轴向安放位置.     

一种基于空间映射的多星成像调度方法

针对NP难解的多星成像过度调度问题,从置换空间到问题空间的映射方法和置换空间 搜索算法两方面进行了研究。基于资源优先卫星分配算法,建立了置换空间到问题空间的映 射关系,以在置换空间优化多星成像调度。提出了一种分散式随机搜索算法,基于有记忆随 机邻域搜索,在置换空间上搜索产生优化调度的置换序列。实验表明,所提算法相对模 拟退火算法平均获得3.12％的改进。     

机载探测设备目标识别算法的研究

针对机载探测设备多传感器系统具有多目标,大量观测数据的特点,提出了一种基于Demp-ster-Shafer（D-S）证据理论和主观Bayesian方法组合的数据融合算法。在数据融合过程中,为保证融合的实时性,融合系统采用时域融合和空域融合相结合的方法,首先对相同传感器的各次抽样值进行时域融合,然后传感器之间的融合采用D-S方法进行融合;最后,其融合结果经概率转化后,与来自于ELINT（Electronic Intelligence）的信息通过主观Bayesian方法进行识别级融合。最后给出一个实例,经过仿真计算证明了该算法的可行性和实用性。     

一种预测平板尾迹噪声的时域无网格方法

基于离散涡方法和涡声理论建立了一种预测二维平板尾迹发声的时域无网格方法。该方法应用解耦方式完成声场计算,首先使用离散涡方法计算了均匀来流作用下的平板尾迹流场,得到了流场中点涡的涡量、位置和速度等关键参数,然后基于涡声理论建立了自由空间中点涡发声模型,并引入了时域边界元方法来模拟平板表面对声场的散射作用,计算得到了平板尾迹涡发声的偶极子声场分布和指向性等关键特征。通过对上下表面涡以及平板散射对声场贡献的深入分析表明,从平板尾缘上下角点脱落并卷起的涡团均为偶极子源,平板的散射作用使得声场在一定程度上得到加强,并且使声场具有极大值方向垂直于平板表面的偶极子指向性特征。所建立的无网格方法计算快速,能同时获得流场和声场分布的关键特征,可提升对气动噪声产生机理的基本认识,同时还为尾迹噪声的理论研究提供了一种具有工程应用价值的可靠计算方法。     

地月平动点拟周期轨道探测器自主导航方法研究

地月L2点的拟周期轨道可以用于实现与月球背面的持续通信,具有重要的科学研究价值和广阔的应用前景。针对地月L2点探测器所处的弱稳定拟周期轨道,论证了基于日地月信息的自主导航方法的可行性,并进行了深入分析。首先,推导了会合坐标系下带有星历的精确导航动力学方程;其次,针对弱稳定轨道不同于近地强稳定轨道的特性,在基于日地月方位信息导航的基础上,提出了三种敏感器组合方案。使用迭代最小二乘方法给出导航仿真结果,并结合非线性可辨识性理论对这三种情况下历元状态的可辨识性及可辨识度进行分析。最后,仿真结果表明,使用日地月敏感器以及对地多普勒雷达可以满足历元状态的可辨识性、导航的收敛性以及系统经济性的要求。     

小倾角GSO卫星的转移轨道优化设计

分析了采用小倾角地球同步轨道(GSO)策略后轨道转移变轨推进剂消耗增加的原因,对传统的地球同步转移轨道(GTO)提出了优化措施,根据月份发射的不同,选取不同的转移轨道近地点幅角ω,降低了转移轨道变轨所需的速度增量。速度增量平均降幅可达到55m/s,相当于延长了该卫星1年的推进剂消耗寿命。文章的研究结果可为优化卫星总体设计提供参考。     

基于预警卫星系统的临近空间飞行器跟踪

系统地研究了如何对临近空间飞行器进行有效实时跟踪的问题,并提出了一种基于约束总体最小二乘与自适应交互式多模型（CTLS-AIMM）滤波相结合的实时跟踪滤波算法。首先考虑到临近空间飞行器的特点,选择使用红外预警卫星系统探测目标飞行器,并使用约束总体最小二乘算法（CTLS）对目标进行粗定位;然后在粗定位信息基础上,使用自适应交互式多模型滤波算法（AIMM）对目标飞行器进行实时跟踪。在AIMM中,根据临近空间飞行器机动特性,合理选择目标模型集,并使用迭代最小二乘算法对模型参数进行自适应调整。通过仿真,验证了该跟踪滤波算法的可行性。     

考虑零控交班视窗角约束的拦截中制导设计

针对临近空间防御作战问题,提出了一种考虑零控拦截和交班视窗角约束的中制导算法。首先基于零引力差假设分析了中末交班零控拦截条件,利用该条件可将零控拦截和交班视窗角约束向终端状态约束进行转化,为多约束中制导设计提供了更简便的思路;通过引入低维权重矩阵及控制量的谱表达式,推导了一种时间固定下的广义拟谱模型预测静态规划算法,并结合Legendre伪谱法和自适应Gauss-Lobatto积分,提高了算法计算效率,最后将其用于本文中制导设计。仿真结果表明:本文设计的中制导算法能满足零控交班约束,所需控制成本较小,制导精度和计算效率较高,且通过Monte Carlo打靶分析,在满足实时性要求前提下,对初始状态扰动和参数摄动情况仍具有较强鲁棒性。     

拦截机动目标的运动伪装制导律

设计了一种基于运动伪装策略的拦截制导律。首先根据弹目相对位置关系得出双二阶动力学模型,依据运动伪装策略的运动特性给出导弹拦截目标的条件。然后利用此条件并结合弹目相对运动关系推导三维空间下的制导律。在推导过程中发现,原来的三维制导律设计可以简化为二维平面内设计,从而降低了设计难度。通过加入对目标机动的估计,给出一种适用于三维空间拦截的二维导引律。最后对该制导律进行仿真校验,并与纯比例导引律进行仿真对比,仿真结果表明所设计的制导律满足制导精度的需求。