自适应天线抗干扰性能研究

分析了适用于雷达抗干扰的一些自适应天线波束形成算法,将子空间正交投影算法应用于雷达抗干扰,针对子空间分解过程中特征向量不能完全正交的问题,采用约束化子空间分解算法,来保证子空间特征向量的正交性.最后通过仿真证明:子空间跟踪算法相对于传统的一些自适应算法具有更强的抗干扰性能.     

ISAR欺骗干扰效果评估方法研究

逆合成孔径雷达（ISAR）能够获取运动目标的一维像和二维像,利用宽带特征识别出真实空间目标.宽带成像欺骗干扰是对抗ISAR雷达目标识别的有效措施.构建了基于目标结构特征的ISAR欺骗干扰效果评估体系,提出了相应的干扰效果评估准则,研究了ISAR欺骗干扰效果评估方法.利用仿真评估软件进行仿真分析,验证了评估方法的合理性.     

220GHz频率步进雷达测距的实验研究

频率步进雷达是一种典型的高分辨雷达,它可以通过瞬时窄带合成宽带实现距离向的高分辨的同时降低A／D和其他设备的负担。文章介绍了220GHz频率步进雷达的工作原理和测距的方法,并对不同距离处的角反射器进行探测。实验结果表明,太赫兹雷达对角反射器距离向的探测距离精度可以达到厘米量级;同时,还对太赫兹雷达的探测距离进行了验证,最远探测距离可达35m。     

基于MapX的航迹显示及告警系统的开发

利用MapInfo公司的MapX控件完成航迹显示及告警系统的开发。项目实践效果表明,此系统满足用户对试验任务的多目标航迹显示要求,实现了试验区域的地理图层缩放、经纬度高程数值显示、颜色图符设置、本机测控设备自动判读目标数据并向中心告警等功能。     

雷达干扰系统作战效能评估模型

从雷达干扰系统的组成出发 ,分析了影响系统作战效能的主要因素 ,通过对系统的有效性向量 A、可信赖性矩阵〔D〕和能力矩阵〔C〕的建模 ,着重导出了系统作战效能模型中各因子的表达式。     

导引头量测故障下的增量式三维制导律设计

考虑导引头量测故障下拦截机动目标的末制导问题,以提高制导系统的鲁棒性、降低制导增益、减小系统残差、避免视线角速率剧烈振荡/发散为目的,基于增量式控制方法设计了一种具有鲁棒增强特性的三维末制导律。首先,将末制导问题转化为零化视线角速率的控制问题。其次,通过弹目相对距离及视线角速率定义辅助变量,给出传统的滑模制导律作为设计参考。然后,基于增量式非线性动态逆滑模控制方法,充分挖掘视线角加速度估计信息及上一采样时刻的制导指令,得到增量式三维鲁棒制导律。最后,在目标机动及导引头量测故障下,分析并比较了两种制导律所产生的系统残差。理论分析及多工况仿真结果表明,增量式制导律不仅对目标机动及大范围失效的导引头量测故障具有强鲁棒性,而且所需制导增益也较小,同时避免了末端视线角速率严重发散的问题     

改进PointNetLK的点云智能配准与位姿图优化方法

针对空间在轨服务任务中的非合作目标相对位姿测量问题,提出一种目标可测部位点云的智能配准方法。首先,通过Straight Through滤波算法对半物理仿真平台采集得到的点云进行目标提取,以消除背景数据等杂乱信息;其次,改进PointNetLK神经网络点云配准算法,将提取后的点云数据作为输入,从而获得初步配准结果,解决非合作目标先验信息缺失导致的无法配准问题;最后,建立基于位姿图的优化模型,以降低配准误差,提高配准精度。实验结果表明,与传统迭代最近点(ICP)算法相比,配准综合误差从6.3598降低到1.7291,精度提高约 72.81% 单次耗时从33.16 s降低到4.2 s,效率提升约87.33%,与当前SM ICP等其他算法相比,也具有一定的优势。     

基于模糊机会约束规划的机会阵雷达方向图综合

针对机会阵雷达方向图综合的不确定问题,提出了一种基于模糊机会约束规划的方向图综合规划模型。该模型基于可信性理论,综合考虑天线单元分布的随机性以及激励状态的不确定性,将参与方向图综合时激励打开的天线数目看做一个梯形模糊变量,用以描述综合时的复杂不确定环境。随后,将规划模型转化为清晰等价形式,再结合遗传算法和灰关联综合评价法则设计了一种混合智能优化算法,用于求解该模型。以一维任意非均匀线阵为例,对主瓣宽度和最大副瓣电平进行了优化。仿真表明:优化后结果的可信性高于置信水平,验证了该算法的有效性。     

萨博公司推出新型雷达

萨博公司近日公开了该公司基于氮化镓（GaN）技术研制有源相控阵（AESA）雷达和电子战系统的情况。     

Sliding mode control based guidance law with impact angle constraint

The terminal guidance problem for an unpowered lifting reentry vehicle against a sta- tionary target is considered. In addition to attacking the target with high accuracy, the vehicle is also expected to achieve a desired impact angle. In this paper, a sliding mode control （SMC）-based guidance law is developed to satisfy the terminal angle constraint. Firstly, a specific sliding mode function is designed, and the terminal requirements can be achieved by enforcing both the sliding mode function and its derivative to zero at the end of the flight. Then, a backstepping approach is used to ensure the finite-time reaching phase of the sliding mode and the analytic expression of the control effort can be obtained. The trajectories generated by this method only depend on the initial and terminal conditions of the terminal phase and the instantaneous states of the vehicle. In order to test the performance of the proposed guidance law in practical application, numerical simulations are carried out by taking all the aerodynamic parameters into consideration. The effec- tiveness of the proposed guidance law is verified by the simulation results in various scenarios.