同步卫星姿态控制系统稳定性分析

本文介绍苏联“萤光屏”系列地球同步卫星的姿态控制系统以及在稳态运行时姿态控制系统俯仰通道的稳定性分析,分析中考虑了太阳帆板的挠性。飞行实验表明,文中所介绍的方法在工程设计中是简单可行的。

SGP4/SDP4模型用于空间碎片轨道预测的精度分析

为保证航天任务的顺利完成 ,必须采用一定的模型 ,对可能威胁目标轨道的空间碎片进行跟踪预测。文中首先给出标称轨道的计算模型 ;接着介绍两行轨道根数 (TLE)和考虑了简化常规 /深空扰动的近似解析解模型 (SGP4/SDP4) ,并提供TLE使用的坐标系和惯性系之间的转换 ;然后以典型轨道为例 ,分析SGP4/SDP4与标称轨道的偏差。运算结果表明SGP4/SDP4运算速度快 ,满足一定精度 ,可以用于空间碎片的轨道预测和初步威胁评估。

低轨双星无源定位算法及定位精度分析

针对空间电子侦察卫星对地面固定辐射源进行无源定位的问题,研究并提出了一种通过低轨双星联合利用到达时间差(TDOA)和到达频率差(FDOA)无源定位的解析计算方法。通过公式推导和替换,该算法将原本复杂的时差、频差定位方程组化简为简单的6次实系数多项式方程,极大地降低了原方程组的计算复杂度。文章还推导了目标的定位误差几何稀度(GDOP)与时差测量精度、频差测量精度的关系。仿真结果表明,当参数测量的精度很高时,该算法能够准确地对地面目标定位;对比GDOP与参数测量精度的关系还发现,测频误差对低轨双星定位误差的影响较大。

基于扰动大气模型的乘波构型飞行器再入弹道仿真

作者在半速度坐标系建立临近空间乘波构型再入飞行器质心动力学方程,将地球扰动大气模型应用于飞行器再入弹道分析,讨论了再入点运动参数和飞行器设计参数对标准弹道的影响,完成了不同大气模型对飞行器再入弹道射程、高度、过载、热流特性影响的对比分析。仿真结果表明:大气模型的变化对临近空间乘波构型飞行器再入弹道终点高度、最大过载、最大热流、总吸热量等参数影响明显,飞行器总体、结构、热防护、导航、制导与控制等系统设计必须考虑大气参数变化的影响。

单目条件下利用成像关系估计弹道导弹射向

提出了一种在单目(单卫星相机)条件下由序列图像估计弹道导弹射向的方法.根据相机成像的物像空间几何关系建立静止轨道卫星相机成像模型,估算弹道导弹轨迹在像面上的多个映射点所对应的空间点位置,根据导弹轨迹在成像面上映射的多点位置和空间中不重合的三点可以唯一确定一个平面的原理估计弹道导弹射向.本方法主要优点是不需要导弹轨迹先验模板,所需附加知识较少,可以用较小运算量获得满足一定精度的射向估计.实验结果表明,在发射点处于中低纬度时,估计误差小于5°,本方法可以较好地估计导弹飞行方向.

弹道导弹显式制导的分析与研究

弹道导弹的制导方法是影响弹道导弹命中精度的关键因素 ,本文对此进行了深入研究。文章首先分析了影响制导精度和速度的原因。在此基础上 ,提出了一种基于神经网络的显式制导方法 ,这种方法利用神经网络进行弹道约束函数的解算 ,利用微分控制算法进行控制量求解 ,具有较好的应用价值。文中算例验证了算法的有效性。

关于卫星网整网自主定轨方法的探讨

随着在轨卫星数量的不断增多 ,卫星网的自主定轨已经成为迫切需要。本文重点阐述如何利用星间相对测量 (相对距离测量和相对速度测量 )技术 ,将卫星精密轨道确定方法和大地测量中的整网平差方法相结合 ,来实现卫星网的自主定轨。仿真结果表明 ,这一方法是切实有效的。

大气层外拦截弹中段制导研究

大气层外拦截弹中制导的终端约束是拦截弹处于零控拦截流形上。针对目标与拦截弹引力加速度差的几种简化模型,推导了相应的零控拦截流形表达式,并进行了定量的精度分析。在此基础上,针对耗尽关机的固体燃料发动机,设计了基于剩余速度增量的制导律。通过构造虚拟剩余速度增量映射避免了剩余速度增量带来的计算奇异,并提高了制导精度对装药燃速偏差的鲁棒性。仿真表明,采用该制导律推力方向平稳,制导精度与相应的零控拦截流形精度相当且鲁棒性好。

基于预警卫星观测数据的弹道重构算法研究

地球静止轨道预警卫星弹道重构是弹道导弹防御的一个重要环节 ,利用基于 Stirling插值逼近的非线性 KAL MAN滤波方法 ,对凝视型弹道重构算法进行了研究。在对导弹动力学模型分析的基础上 ,建立了弹道状态方程组和观测方程组 ,并对滤波计算中的初值选取 ,参数变换进行了讨论。滤波计算中的初值选取所用的多项式拟合方法 ,可以进行扫描型弹道重构的实现 ,但精度不高。通过仿真计算 。

一种新型柔性相变材料薄膜的制备及性能

利用复合乳化工艺配制出了性能稳定的十八烷/天然胶乳液,并采用浸渍成型工艺制备出了复杂形状的相变材料柔性薄膜,实现了室温相变材料的有效定型。实验研究表明,该工艺制备的相变薄膜材料具有良好的力学(扯断伸长率1135%)、热学(相变潜热237.1 kJ·kg-1)及密封性能(透气系数为3.71×10-17m2·Pa-1·s-1),相变温度为27.4℃,在低温环境中降温缓慢,可以用于特殊的储能和控温目的。

基于微分对策的弹道导弹机动突防研究

以导弹的攻防对抗为背景，基于微分对策理论对弹道导弹中段的机动突防制导律进行了研究，推导获得了双方制导律的最优解。结果表明，在弹道导弹的有限可用过载条件下，适当适时机动可以使动能拦截器产生一定终端脱靶量从而实现有效突防。

大气层内动能拦截器的脱靶量分析

动能拦截器以直接碰撞的方式攻击目标,与传统导弹相比,其零脱靶需求对导弹提出了更为严格的要求。从分析影响脱靶量的各因素入手,应用理论推导和数字仿真的方法,分析了要实现零脱靶量拦截,导弹各系统需满足的一些条件。所得结论具有一定的工程应用价值。

基于LQR/SMVS的鲁棒最优制导律研究

针对导弹在拦截机动目标的特点,以最优控制中的线性二次调节(LQR)和滑模变结构(SMVS)为理论基础,推导出一鲁棒最优制导律。它综合了LQR和SMVS的优点,不仅脱靶量和消耗能量小,而且对目标机动等干扰不敏感,具有鲁棒性。仿真结果表明,所得制导律具有良好的性能,具有一定的应用价值。

导弹攻防对抗仿真的时空一致性研究

时空一致性是分布式仿真的一个关键问题，它对导弹攻防对抗仿真的影响很大。本文主要从实体仿真实现的角度，对导弹攻防对抗仿真中的时空一致性问题进行了研究。文中对实体输入输出的时空基准，信息产生、交互及处理的时空一致性均进行了探讨，提出了切实可行的解决办法。

大气层外拦截器末段轨控发动机开关控制律

针对处于末段飞行的大气层外拦截器设计了轨控发动机开关控制律。拦截器在飞行过程中轨控推力以持续定常方式或小脉冲方式施加在垂直视线的方向,目标具有一定的机动能力。首先分析了拦截器轨控推力作用下视线转率的变化规律,在此基础上,根据脱靶量的要求设计了拦截器轨控发动机开关控制律,其中考虑了目标机动、瞄准点切换以及小脉冲工作方式对视线转率的影响。仿真表明了该控制律理论上的可行性。

大气层内动能拦截弹脉冲矢量发动机点火控制算法研究

基于脉冲矢量发动机的工作特点,提出了在飞行末端分段设计跟踪过程控制力的方法,其中过渡段利用最优控制以使所消耗的发动机数量最小,并引入神经网络以保证工作的实时性。在飞行初段,提出用直接力来对弹道进行调姿以减小中制导段需用过载的方案,并利用最优控制的方法设计了直接力作用方案。点火控制算法基于极坐标的形式,该法可充分利用脉冲矢量发动机,且可灵活控制直接力的指向。仿真表明,所提方法可以最小的代价跟踪上外界输入,具有较高的工程应用价值。

基于UML的仿真系统分析

在仿真过程中 ,真实系统通常被认为是一个离散 /连续混合系统 ,分布式仿真是这一类系统仿真实现的有效方法。在分布式仿真的具体实现过程中 ,系统分析是其中的关键步骤。文中以导弹攻防对抗仿真系统为例 ,对系统分析中的面向对象分析、分析工具的选择等问题进行了讨论。最后给出了具体的分析实例。

大气层外拦截器关机基准制导法研究

大气层外拦截问题中 ,针对拦截弹飞行中段采用工作时间固定的固体燃料发动机的情况 ,提出一种关机基准中段制导方法。当发动机的推力特性给定时 ,通过估计关机时刻目标相对于拦截弹的运动状态 ,按照关机时刻相对速度垂直于视线方向的分量为零的原理来确定推力矢方向。仿真计算表明 ,对于拦截近程弹道目标的情况 。

大气层外拦截弹基于方位测量的被动测距

针对测量信息为视线角或视线转率的大气层外拦截弹研究了被动测距问题。依据可观性本质构造了相对距离的可观性指标,推导了可观性指标的解析表达式,在此基础上分析了影响相对距离可观性的因素,并进行了仿真验证。研究表明:接近速度越小,可观性越好;较大的轨控加速度有利于提高可观性;令正负向轨控发动机交替开启,使视线转率在零值附近振荡有利于测距误差收敛,但以视线角为测量信息时,视线转率振荡范围不宜过小。

空间碎片环境与碰撞预警仿真系统设计

在轨编目航天器数目已超过了9000,为了保证航天任务的顺利完成,必须对可能威胁到任务轨道的空间目标进行分析.文章首先对两行轨道根数和SGP4/SDP4轨道预报模型进行了分析,在此基础上建立了空间目标数据库及空间碎片环境与碰撞预警仿真和数据可视化系统.