用于卫星制导弹药落点预测的卡尔曼滤波算法

为即时的准确的预测弹丸落点,文中建立了基于质心弹道模型的卡尔曼滤波状态方程,利用衰减记忆法扩展卡尔曼滤波递推算法估计方程中的未知参数和风偏因素,并利用其估计参数外推出外弹道落点。利用某型号迫弹卫星虚拟导引装置的测量数据进行验算,其未知系数迅速收敛至真值,同时实现了对风偏的准确拟合。研究发现其卡尔曼滤波算法对弹丸落点预测具有精度高、运算速度快等优点,适宜于工程应用。

火星大气进入轨迹伪谱凸优化设计方法

为解决火星大气进入末端高度最大化问题,提出Legendre伪谱凸优化(LPCP)方法进行求解。首先以纵向航程角为自变量建立火星进入模型,从而将末端时间自由问题转化为末端纵向航程角固定问题,避免优化末端时间;同时相比基于能量的模型,不必已知末端高度和速度,因此可以求解末端高度最大化问题。然后将状态微分方程在Legendre-Gauss-Lobatto(LGL)配点处离散,将微分方程转化为代数等式约束,并通过一阶泰勒展开凸化过程约束。最后,采用基于虚拟控制技术的凸优化算法迭代求解上述凸优化问题。数值仿真结果表明,相比自适应伪谱法和一般序列凸优化方法,提出的LPCP算法在保证最优性的同时计算效率更高。

高超飞行器平滑再入倾侧角优化设计

针对高超声速飞行器准平衡滑翔再入问题,根据再入约束特点,分别把初始段和准平滑段的过程约束转化成为倾侧角约束,并对其交接班问题进行了讨论;在倾侧角约束范围内,设计了倾侧角文件,降低了问题的维数,提高了寻优速度;分别以最大纵程与最小总气动加热为性能指标利用罚函数处理,终端约束,将再入约束问题转化为无约束问题;采用遗传算法寻猜测值、模式搜索法求精确解的方式,提高了寻优精度。仿真结果显示,利用本文设计的倾侧角文件规划出的轨迹,能够很好的满足再入过程中的各项约束,且再入轨迹平稳,可为再入轨迹和覆盖区的研究提供参考借鉴。

非合作目标自主交会的开关控制

针对面向非合作目标的航天器相对轨道动力学系统,研究了基于视线制导的开关控制问题。详细推导了视线相对运动模型,并定性分析了重力差项。基于相平面法,分别独立设计了横向和纵向相对运动通道的开关曲线控制算法。针对横向控制,基于比例导引律设计了开关曲线,并利用李雅普诺夫方法给出了稳定性证明。针对纵向控制,采用双开关曲线,并给出了一种相应的设计方法。数值仿真分析验证了所提出的开关控制方法的有效性。

LAAS处理算法及其完善性仿真研究

为了满足民用航空用户在精密进场与着陆中的应用需求,美国联邦航空管理局设计了GPS局域增强系统(Local Area Augmention System,LAAS)。LAAS地面站设备采用3-4个安装在机场固定已知点的高性能GPS接收机,观测所有可见卫星,并将这些观测数据同时发送给处理单元,处理单元将码相位测量的伪距数据进行载波相位平滑,同时使用差分技术获得每颗可用卫星的误差修正值,并进行完善性监测,最后利用甚高频(VHF)广播这些修正数据。当某颗卫星出现故障后,整个系统的可用性发生改变。通过仿真研究可以得到当可见卫星数量在6颗或6颗以上时,减少一个卫星对完善性影响不大,甚至会变好,在可见卫星为5颗的时候较少一个完善性的可用性降低。并且完善性还和卫星的几何分布有关。

确定采样型非线性滤波器的研究现状与发展趋势

UKF、CDKF和CKF是近年来在国内外得到广泛研究和应用的一类非线性滤波器,它们具有一个共同的特点就是在滤波过程中通过一组确定采样点来计算非线性变换后的一二阶矩,因此将其统称为确定采样型滤波器。论文首先从确定型采样滤波器的理论发展与其在导航系统的应用出发,介绍了国内外在该领域最新的研究情况。结合确定采样型滤波器的特点,对UT变换、插值法则、容积法则三种确定采样型非线性滤波方法进行了介绍。最后,对确定采样型滤波器的未来发展、应用前景作了展望。

运载火箭推力下降时入轨能力评估与轨迹重构方法

为解决运载火箭推力下降时无法正常入轨的问题,基于局部配点法和神经网络提出了入轨能力评估与轨迹重构方法。首先,采用局部配点法求解燃耗最优入轨问题,离线生成不同推力下降故障时运载火箭进入目标轨道和次级轨道的轨迹数据库。然后,采用神经网络学习轨迹数据库,建立推力下降故障与入轨能力之间的映射关系,从而使运载火箭出现推力下降时能对入轨能力在线评估与决策。最后,采用局部配点法进行在线轨迹重构,实现运载火箭入轨。数值仿真结果表明,本文方法可实现运载火箭推力下降时入轨能力评估和在线轨迹重构,从而提高发射任务的成功率。