反辐射子弹抗雷达关机方法研究

如何有效地对抗雷达关机是反辐射子弹必须解决的一项关键技术,性能的优劣直接决定了反辐射子弹的打击精度.在分析了国内外抗关机方法的基础上,给出了一种基于被动雷达导引头与捷联惯导相结合的抗关机方法:在雷达关机前应用向量几何方法外推目标位置,并给出了预估算法解决由于导引头测角噪声引起的误差,以提高外推精度;雷达关机后则利用捷联惯导输出和关机前保存的目标位置重构目标视线角,继续引导子弹攻击目标.结合子弹的制导控制模型进行了全弹道仿真,仿真结果验证了该方法的有效性.     

基于红外成像导引头的切换制导律设计

根据对红外成像导弹多模制导技术研究的现有成果,设计了适合红外成像导引头的制导律.分析了红外成像导引头不同阶段的成像特点,根据这些特点选择相应的制导律.这些制导律很好地弥补了红外成像导引头的成像缺点,并结合弹道交接算法完成制导功能.数字仿真验证了切换制导控制导弹攻击大机动目标较比例导引有更小的脱靶量和更平滑的弹道.结果表...     

基于捷联导引头的制导信息解耦及滤波方法

近年来,随着现代化战争对导弹低成本、小体积要求的不断提高,捷联导引头制导体制逐渐成为了发展趋势。但是,与传统的平台导引头相比,捷联导引头的测量系统固连于弹体上,且在导弹飞行过程中,由于弹体运动的耦合效应,无法获取导弹在惯性空间下的视线角速度信息。本文研究了一种应用于捷联导引头平台的导弹制导信息解耦及滤波方法,解算出能够用于导弹比例导引的有效制导信息,并结合工程实际进行了数字仿真分析和中靶精度统计。仿真结果表明,该方法能够准确隔离弹体姿态对制导信息的影响,并能精确命中目标,为捷联导引头体制工程化应用提供了有效参考。     

制导弹药方案弹道跟踪与控制

研究飞行制导优化问题,针对一种旋转制导炮弹,为了保证弹道跟踪的精确性.提出设计输出指令为加速度值的高性能非线性制导律,并采用过载控制方案设计了制导控制系统.选择弹道上的参考点,利用GPS得到的制导弹药飞行位置及速度信息,得出一种非线性过载制导信号控制飞行器跟踪曲线弹道.采用非线性过载制导指令作为制导外环,加速度自动驾驶仪作为控制内环,根据变结构控制理论设计了自动驾驶仪.对设计的制导控制系统进行了数字仿真.仿真结果表明,非线性制导律及加速度自动驾驶仪能够保证制导弹药准确地跟踪设计轨迹,使跟踪误差处于合理范围内.     

基于角度约束的弹道仿真研究

由于传统的制导律是以脱靶量最小作为终端约束,未考虑末端落角的约束.针对制导武器末端落角约束的要求,引入了带落角约束的最优制导律,通过对多种初始高度及落角约束下的弹道进行仿真分析,验证了上述制导律的可行性.为了提高垂直攻击弹道末端制导精度,提出了增加初始高度、加入重力补偿、增大初始弹道倾角的改进方法.通过对三种改进方法的仿真分析,检验了制导系统提高末端落角精度及减小脱靶量的有效性,并对三种改进方法的应用性进行了对比分析,为导弹末制导精度优化提供了依据.     

基于Simulink与Unity3D的制导弹药弹道可视化仿真

针对制导弹药的弹道可视化仿真中,观察视角单一,场景搭建简陋,无法模拟战场环境下制导弹药在攻击中的动态过程等问题,提出一种制导弹药弹道可视化模型的搭建方法。以某型激光制导弹药为对象,基于Simulink与Unity3D软件建立了联合仿真模型,采用Matlab/Simulink软件构建六自由度弹道仿真模型,采用Unity3D搭建包括制导弹药、目标和战场环境在内的三维场景,采用UDP通信协议将Simulink中的仿真数据传输到Unity3D中,提出一种数值可视化技术,能同时观察制导弹药的飞行姿态和仿真数值结果,实现制导弹药在战场环境下的弹道可视化仿真。将制导弹药参数加载到仿真模型中,对不同状态的目标进行了模拟攻击实验,实验结果显示,该仿真模型能够多视角、全方位地显示制导弹药的飞行姿态、弹道和过载情况,对于需要修改参数以逼近实战条件下的攻击过程,每次修正都能立刻通过可视化平台查看和验证修改结果。该可视化仿真模型为制导弹药的可视化仿真提供了便利的方法,对制导弹药的设计和作战使用具有一定的参考作用。     

反装甲末敏子弹攻击效力的建模与仿真

在反装甲末敏子弹攻击效力的研究中,提出了有伞末敏子弹稳态扫描阶段初始弹道诸元确定方法的问题.反装甲末敏子弹初始弹道诸元即稳态扫描初始高度、下降速度和转速的确定主要取决于子弹上器件的性能,缺乏系统性研究,限制了末敏弹攻击效力的充分发挥.针对上述问题,从末敏子弹攻击效力的角度建立数学模型,详细分析了稳态扫描阶段子弹的三个参数对攻击效力的影响,以最大化攻击效力为目标,确定子弹的初始弹道诸元,并用成熟的末敏子弹进行仿真.仿真结果表明,综合考虑合理确定子弹稳态扫描阶段初始弹道诸元,可以提高末敏子弹的攻击效力.仿真结果表明,上述研究方法克服了末敏子弹盲目依据器件性能确定初始弹道诸元参数的缺点.     

垂直发射防空导弹弹道仿真模型研究

弹道仿真是导弹模拟训练系统中的关键部分。为构建准确性较好、实时性较高的弹道仿真模型,在对垂直发射导弹飞行过程进行分析的基础上,将弹道分为垂直段、转弯段、制导段三部分,并根据各部分弹道的特点,分别建立其差分方程描述模型,最后通过仿真验证了模型的准确性和适用性。     

载人飞船的一种混合再入制导方法

本文提出了载人飞船的一种混合再入制导方法,即在制动段结束后的过渡段,利用落点预报及其制导规律在轨生成一条基准再入弹道,在再入段利用基准弹道制导规律实现再入升力控制的一种方法,该方法融合了落点预报制导方法和基准弹道制导方法的长处。相对基准弹道制导方法,本文方法可对付较大的初始误差,达到较高的精度;相对落点预报制导方法,本方法在再入段减少了计算量。数学仿真结果验证本方法是有效的。     

基于BP神经网络的捷联导引头控制系统设计

滚仰式捷联导引头稳定平台控制器的设计,是导引头完成闭环控制对机动目标实现快速稳定跟踪的关键.导弹在对目标进行跟踪攻击时弹体本身常常处于复杂的运动状态,这就对滚仰式捷联导引头的稳定控制产生严重影响.针对这一问题,提出了一种基于BP神经网络的PID控制器用于滚仰式捷联导引头位置回路校正环节,建立了导引头稳定与跟踪一体化仿真模型.仿真结果表明,针对滚仰式捷联导引头设计的基于BP神经网络的PID控制器的动态性能优于传统PID控制器,由此建立的导引头稳定与跟踪一体化仿真模型可以实现对导引头的闭环控制,能够对机动目标实现快速稳定的跟踪,在实际工程应用中为滚仰式捷联导引头的控制提供有益的参考.     

捷联被动导引干涉仪测向技术仿真分析

目前的反辐射武器多采用基于陀螺稳定平台的方式对目标进行跟踪导引,这种导引方式受到了弹体前端空间的限制,难以保证低频段导引头的测向精度。为了解决这个问题,研究了捷联被动导引干涉仪测向技术。对捷联被动导引原理进行了论述,介绍了干涉仪测向算法和相关干涉仪测向算法,并对方位和俯仰天线阵进行了布阵设计和测向精度的仿真,仿真结果表明测向精度满足反辐射武器制导要求。     

无人车捷联惯导系统仿真器设计

捷联惯导系统仿真模块的研究对于组合导航有着重要意义,为了检验该模块性能,在无人车轨迹模拟器的基础上分别基于方向余弦法与四元素法对捷联惯导系统仿真器进行了设计。首先基于运动学模型模拟无人车行驶的平面运动轨迹,并基于高斯投影反算原理求出该轨迹中各点所对应的经纬度信息作为真实值。基于该运动轨迹将对应的三维加速度与三维姿态角输入到捷联惯导系统仿真模块中,将求解出的经纬度作为计算值。将计算值与真实值进行比较,发现经纬度误差随时间而递增,三维姿态角误差随时间呈现周期性振荡,实际应用中有必要对误差进行相应的补偿。     

半实物仿真系统产品安装误差对仿真精度影响研究

针对半实物仿真系统产品安装误差对仿真精度的影响进行了研究.通过分析安装误差对捷联导引头和非捷联导引头视线运动模拟的影响机理,完成了针对两种模式导引头的视线运动模拟误差建模,并在建模的基础上提出了误差补偿方案和补偿算法.     

基于SLAM的旋翼无人机组合导航算法研究

在旋翼无人机组合导航中,针对缺乏GPS作为导航信号源的室内飞行环境,为了达到精确定位的目的,提出一种基于SLAM（simultaneous localization and mapping）的旋翼无人机组合导航算法。首先,引入双线性插值算法,实现基于扫描匹配的即时定位与地图构建;其次,对陀螺仪、加速度计和磁罗盘建立捷联惯导系统误差模型,针对旋翼无人机的使用环境对误差模型进行简化;最后,应用联邦卡尔曼滤波算法,设计组合导航系统模型,将SLAM算法和捷联惯导系统估计出的位置数据进行融合。仿真结果表明所设计基于SLAM的旋翼无人机组合导航算法能够进一步提高组合导航系统对旋翼无人机位姿估计的精度。     

如何采用渐消卡尔曼滤波器防止捷联惯导系统滤波发散

为了有效防止捷联惯导系统滤波发散,本文从卡尔曼滤波原理出发,介绍了渐消卡尔曼滤波原理、遗忘因子等内容,通过对渐消因子的推导及计算机仿真,给出了常规卡尔曼滤波器和渐消卡尔曼滤波器对系统进行滤波的结果比较。该结果表明,采用渐消卡尔曼滤波器在工程实践上确实可以解决捷联惯导系统滤波发散的问题。     

In-flight alignment of a strapdown inertial navigation system of an unmanned aerial vehicle

The alignment system of a strapdown inertial navigation system for an unmanned aerial vehicle installed on a carrier aircraft is studied. The aim is to develop alignment techniques for the strapdown inertial navigation system that improve the accuracy of alignment and reduce the alignment time. A technique for constructing the initial alignment system for a strapdown inertial navigation system of an unmanned aerial vehicle is proposed.     

MEMS SINS-GPS组合导航系统设计

为实现满足中低精度要求的低成本导航系统,选用MEMS惯性传感器研制了捷联式惯性导航系统(SINS);针对MEMS惯性传感器噪声较大和惯性导航系统误差随时间迅速累积的问题,利用小波对MEMS陀螺信号进行了降噪处理,并采用SINS-GPS卡尔曼滤波组合导航系统以消除惯导系统的误差累积,输出较高精度的速度、位置信息.对SINS和组合导航系统进行了仿真实验,实验结果表明所建系统的长时间导航性能有一定改善.     

基于DSP的高性能陀螺仪信号采集系统

陀螺仪信号采集系统是捷联式惯性导航系统的重要组成部分,设计出高性能陀螺仪信号采集系统是捷联式惯性导航系统的基本要求.系统中选取了高性能的集成电路芯片,在DSP的基础上进行了简易可靠的接口电路设计和在线的误差校正,实验结果表明该信号采集系统能满足捷联式惯性导航系统的技术要求.     

基于最大熵卡尔曼滤波的机载SINS星敏感器辅助空中标定技术

为增强机载捷联惯导系统（SINS）在自标定过程中的可观测性,提升陀螺仪漂移和加速度计零偏估计的速度和精度,引入星敏感器姿态信息和GPS速度信息,辅助完成捷联惯导系统的空中标定。同时,考虑在实际空中飞行条件下,受气流、电磁干扰等影响,姿态和速度的量测噪声呈非高斯分布且噪声统计特性不精确,导致经典卡尔曼滤波性能降低。为有效利用量测信号中的高阶矩信息,在卡尔曼滤波中采用最大熵准则代替最小均方误差准则,对星敏感器辅助下的机载捷联惯导系统的误差进行标定。仿真结果表明,经最大熵卡尔曼滤波后,惯性器件误差的标定精度明显提升;在采用星敏感器后,对陀螺仪漂移的标定速度和精度都得到了提升。     

一种新的导航系统仿真轨迹设计方法

飞行轨迹动态参数是验证捷联惯导系统、组合导航系统等算法有效性的重要依据。利用飞行控制原理设计了一种通用的飞机飞行仿真轨迹,并在Visual Studio 2005开发环境下设计了飞行轨迹仿真软件。该仿真软件产生的数据有效地测试了某型导航系统导航参数的误差精度,验证了捷联惯导算法的正确性。