不变结构半弹道式再入飞行器的建模与多模型方法估计

以配平攻角状态再入的不变结构半弹道式再入飞行器(Semi-ballistic reentry vehicle,SBRV)不同于传统的弹道式再入飞行器(Ballistic reentry vehicle,BRV)和机动再入飞行器(Maneuvering reentry vehicle,MaRV),本文分析了该飞行器再入特征,提出了新的模型并分析了该模型与传统再入模型间的关系.对该再入问题的多模型混合状态估计器引入了F-均匀模型集与期望模式补偿(Expected-mode augmentation,EMA)集.根据SBRV的圆柱体状模式空间的需求,文中扩展了现有的方法以设计F-均匀模型集,进而提出一种EMA集的实现形式.前者在分布最小失配意义下使估计器最优;后者相比于前者具有更高的估计精度.仿真结果表明,相比于传统Monte-Carlo法生成的模型集,在模型集势相当的情况下这两种模型集对不变结构SBRV再入的初始阶段有更高的模式估计的精度,在该飞行器状态变化剧烈时有更高的混合状态估计精度.

强跟踪-容积卡尔曼滤波在弹道式再入目标跟踪中的应用

对于具有一定机动能力的弹道式再入目标跟踪问题,稳定性好、鲁棒性强、收敛精度高的估计方法是保证跟踪精度的关键。针对再入运动模型和测量体制的强非线性以及目标机动引起的滤波精度下降问题,提出一种将强跟踪滤波(STF)和基于三阶球面-向径容积规则的容积卡尔曼滤波(CKF)相结合的强跟踪-容积卡尔曼滤波(STCKF)。通过将强跟踪算法中的自适应渐消因子引入到滤波时间更新和测量更新方程中,在线实时调整滤波增益矩阵,能有效避免模型失准造成的滤波性能下降,使该算法兼具CKF滤波精度高和STF鲁棒性强的优点。通过数学仿真表明,改进后的STCKF可以实现对具有机动的弹道式再入目标的高精度跟踪,相对于CKF精度提高50%,并且具有更强的鲁棒性和自适应能力。

弹道式再入目标跟踪方法对比分析

地基雷达对弹道式再入目标进行滤波跟踪时主要存在两个导致滤波误差增大的不确定因素,一是弹道系数未知,二是不可准确确定过程噪声协方差矩阵。为此,采用交互式多模型无敏滤波(iterative multiple-model unscented filter,IMM-UF)算法对弹道式再入目标进行跟踪,选取不同的弹道系数初值和过程噪声协方差矩阵构成合适的模型集合进行了仿真分析,并将其滤波结果与扩展卡尔曼滤波(extended Kalman filter,EKF)和无敏滤波(unscented filter,UF)的滤波结果进行了对比分析,同时还分析比较了IMM-UF和自治多模型(autono-mous multiple-model,AMM)UF算法的跟踪滤波性能。从仿真结果可以看出,采用的IMM-UF算法和相应的模型集合可以在先验信息缺少的情况实现对弹道式再入目标更高精度的跟踪。

弹道式再入航天器落点预报技术

建立了航天器弹道式再入动力学模型,并针对航天器在着陆前开减速伞导致高空风对航天器落点影响大的特点,建立了高空风对航天器的动力学模型。提出了基于高空风实时修正的航天器落点预报算法。相比以往的算法,该算法无需提前计算高空风修正插值表。经实测数据验证,算法显著提高了航天器的落点预报精度。

躺姿半弹道式再入假人动态响应研究

为了探索躺姿半弹道式再入时的人体动态响应,模拟Apollo10返回再入过载环境,采集Hybrid III生物力学假人头部、胸部及臀部的加速度动态响应数据,对比分析阿波罗再入躺姿状态下假人不同部位的动力学响应规律。结果显示假人重要部位的动态响应与再入模式下的过载曲线变化趋势基本一致,各部位合成加速度值较为接近。+Gx为主要过载响应,且胸部响应过载值较大,应加强乘员胸背向加速度防护。该实验研究为载人深空探测工程实践提供了数据基础,并给出明确的工程指导意见,为载入加速度耐限制定及安全防护设计提供指导。

可控结构半弹道式再入飞行器的跟踪及充满空间的模型集设计

由于再入过程中结构变化的未知以及流场等不确定因素的影响,可变结构半弹道式再入飞行器(Semi-ballisticreentry vehicle,SBRV)的模式及其变化方式通常也中未知的.本文在分析可控结构SBRV再入运动特征以及模式特征的基础上,提出了充满模式空间的模型集,新模型集根据Hicknell准则设计,该模型集与Monte Carlo法生成的模型集相比不但具有更高的可信度和精度,而且对机动的反应更灵敏.理论分析和仿真结果证明了这种充满空间的模型集对于该机动跟踪问题的合理性与有效性.

卧姿半弹道式再入过载假人动态响应研究

为了探索卧姿半弹道式再入时的人体动态响应,通过载人离心机模拟飞船半弹道式返回再入大气层过载曲线,对比分析卧姿状态下HybridIII生物力学假人头部、胸部及腰部的动力学响应。结果显示假人各部位胸–背向响应占优势。头部、胸部、腰部沿胸–背向的加速度由低到高,增长幅度较小;而沿头–盆向是由高到低,差异性明显,头部最高,胸部和腰部加速度较为接近。该实验研究为载人深空探测工程实践提供了数据基础,为载入加速度耐限制定及安全防护设计提供指导。

弹道式再入飞行器零射程线技术研究

在介绍了零射程线基本概念的基础上,提出了3种常用的零射程线工程算法,并基于其中的迭代方法,采用弹道仿真手段,分析了影响零射程线方向的主要因素,给出了零射程线技术的应用途径,并对零射程线技术后续研究方向进行了展望。

不变结构半弹道式再入飞行器的混合状态估计与模型集设计

多模型方法是混合估计的主流方法之一,以该方法估计不变结构半弹道式再入飞行器(SBRV)混合状态的难点在于设计有效的模型集.文中提出了一种伪Monte Carlo模型集可以使SBRV混合状态估计器在最小均方差(MMSE)意义下接近于最优.SBRV的再入估计具有高度的非线性,同时其模式由多个边界已知的参数张成.给出了这种伪Monte Carlo模型集的设计方法,并分析了其性能特征.该模型集相比于Monte Carlo方法生成的模型集有更高的精度,理论分析和仿真结果表明了新设计模型集的有效性与合理性.

基于神经网络的轨道武器再入制导研究

将神经网络应用于轨道武器的弹道式再入制导中,实时得到所需航迹角,以此形成制导信号.对于具有较大再入初始误差及再入过程干扰、机动能力又不大的弹道式再入飞行器,可以给出满意的制导效果,而并不增加制导系统的复杂性.

天基对地攻击武器的一种混合再入制导方法研究

本文是<天基对地攻击武器再入段制导分析>(见<战术导弹控制技术>2004年第三期)的继续.针对天基对地攻击武器的战斗舱采用弹道式再入、标准轨道与预测落点法相结合的制导方法进行了研究,即在整个再入过程中,在有限的几个特征位置引入预测落点法制导来消除较大的初始误差和较大干扰源的影响,然后以调整后的状态参数为初始值,在轨生成一条新的标准轨道,再采用标准轨道法制导完成再入.这种制导方法融合了预测落点制导法和标准轨道制导法的长处,从研究和仿真结果看,标准轨道法与预测落点法相结合的制导方法既具有对方较大初始误差和过程干扰的优点,又减少了计算量,落点精度较高,具有一定的工程实际应用价值.