基于视线角速度精度的导引系统抗干扰性能评估指标研究

针对传统抗干扰性能评估指标集中在导弹制导系统层面,无法满足导引系统抗干扰性能评估的问题,本文在分析抗干扰过程中制导系统内部误差传递原理的基础上,基于导引系统的测量误差,提出了基于视线角速度精度的导引系统抗干扰性能评估指标,从而在导引系统研制过程中,能够及时对其抗干扰性能进行评估。由于视线角速度精度在外场试验中不易测量,为了提高该指标的测试效率,基于比例导引制导原理,给出了视线角速度精度的简化计算方法,并针对非比例导引制导场景,给出了利用识别时间对视线角速度精度进行等效测试的方法。外场数据测试结果表明,该指标能够反映导弹在不同场景下的抗干扰性能,具有一定合理性。

导引头隔离度寄生回路对视线角速度提取的影响

为在导弹总体设计中合理确定导引头视线角速度提取方式,研究提出了基于导引头隔离度寄生回路特性分析的视线角速度提取方式确定办法。建立了典型平台导引头的隔离度寄生回路模型,利用频域法解析分析了两种视线角速度提取方式下导引头隔离度传递函数、隔离度寄生回路和导弹制导系统特性的差异,利用劳斯判据研究了制导参数对寄生回路稳定性能的影响。结合某红外导引头,在典型飞行条件下数值分析验证了理论分析的正确性。研究表明导引头隔离度寄生回路特性直接影响导弹制导系统性能,不同的视线角速度提取方式下隔离度寄生回路特性不同,进而导致制导系统性能出现较大差异,而确定导引头的隔离度特性有助于选择合理的视线角速度提取方式以提高导弹制导性能。

全捷联导引头的惯性视线角速度解耦方法及精度分析

针对全捷联导引头固联于弹体且其测量信息不能直接构成制导指令的问题,提出了一种新型的惯性视线角速度直接解耦方法.与传统方法相比,该方法不需要测量弹体姿态角,而是通过引入体视线角的导数、弹体姿态角速度以及相对运动学关系来进行姿态解耦,直接重构出弹体坐标系下的惯性视线角速度,并给出惯性视线角速度在视线系及体视线系下投影的计算方法;通过推导映射函数的雅克比矩阵,给出了从体视线角的导数和弹体角速度到惯性视线角速率的误差传递函数;通过对误差传递函数的分析,讨论了影响惯性视线角速率解耦精度的因素.仿真结果表明该方法实用有效,具有一定应用参考价值.

滚仰式捷联导引头视线角速度提取技术研究

滚仰式捷联导引头具有很好的应用前景,但在过顶跟踪时提取稳定的视线角速度问题一直没有妥善的解决方法。提出一种利用导引头提供的失调角、框架角及框架角速度等信息构建"虚拟偏仰式导引头"的方法,设计Kalman滤波器对目标垂直视线运动信息进行估计,进而间接提取出视线角速度信息,用于产生制导指令。仿真结果表明,在过顶跟踪时该方法能有效抑制视线角速度抖动,视线角速度精度显著提高。

全捷联导引头视线角速度STCKF提取技术

传统的平台导引头可以通过物理跟踪回路直接提取导弹制导所需的视线角速度信息,采用全捷联结构后,导引头失去了直接测量视线角速度的能力,视线角速度需要通过数字计算的方法来提取。针对全捷联导引头精确制导技术工程应用中的问题,首先给出了视线角速度提取方案,推导得到视线角速度估计模型,鉴于估计模型的强非线性,采用强跟踪容积卡尔曼滤波算法对视线角速度进行估计。结合小型空面导弹的典型使用条件,通过弹道仿真对视线角速度估计算法的有效性进行了验证。仿真试验表明:导引头在末制导段捕获目标后,能迅速消除滤波初始误差,准确跟踪真实的弹目视线角和视线角速度变化。为验证将滤波输出作为制导信息的可行性,考虑激光半主动全捷联导引头的典型干扰,用蒙特卡洛打靶方法对导弹制导精度进行了考核,1 000次打靶结果显示,对静止目标的制导精度为0.58 m(CEP),对运动目标的制导精度为0.84 m(CEP),满足精确制导武器的制导精度要求。

利用视线加速度数据恢复月球近区重力异常的研究

本文阐述了利用分步最小二乘方法拟合视线加速度来确定月球重力异常的原理和计算步骤,并利用"LunarProspector"扩展任务实测的视线方向加速度数据计算了月球近区的重力异常.最后将计算结果和现今最高阶次的月球重力场模型LP165进行了比较和分析,得出标准差在纬度-75°~75°范围内为±27.354 mGal,75°~85°和-85°^-75°范围内为±61.965 mGal的精度,从而验证了该解算方法的可行性和可靠性.

利用卫星跟踪卫星视线加速度确定月球重力场的模拟研究

月球重力场的研究是实施探月工程的前提和基础,但由于目前探月技术不足及月球特殊的物理环境,现有远月面重力场的精度难以保证探测器远月面登陆,而已在地球重力场研究方面得以成功实施的卫星跟踪卫星(SST)技术为解决这一难题提供了可能。本文通过模拟数据研究卫星跟踪卫星视线加速度确定月球重力场方法的可行性和可靠性,计算GRAIL卫星轨道参数下的月球全球重力异常。结果表明,卫星跟踪卫星视线加速度能较好地展现月球全球重力场的精细结构。

视线角速度测量噪声对变结构制导鲁棒性的影响分析

分析了视线角速度测量噪声对变结构制导鲁棒性的影响 ,给出了两种信噪比水平下变结构制导规律制导参数应满足的条件。结果表明 ,变结构制导规律中的比例导引项和变结构项系数的取值满足一定条件时能够保证导引收敛 ,变结构项是抑制视线角速度测量噪声的主要因素。

基于目标视线角速度的反辐射导弹近炸引信开机策略

为避免反辐射导弹近炸引信因开机过早而出现早炸、误炸的情况,提出了一种利用被动雷达导引头测得的目标视线角速度给出近炸引信开机信号的方法.给出了利用导引头测角信息计算目标视线角速度的方法,建立了末段弹道上目标视线角速度与弹目距离的统计关系;分别以近炸引信不过晚开机和不过早开机为原则,得到了引信开机时导弹到靶平面距离概率分布函数的上下界.仿真结果表明：在不能直接命中目标天线的情况下,引信开机时导弹到靶平面的距离主要集中在30-120m,在可以直接命中目标天线的情况下,引信开机时导弹到靶平面的距离小于30m.

基于鲁棒滤波的捷联导引头视线角速度估计方法

针对捷联导引头无法直接获取视线角速度等信息的问题,研究了鲁棒滤波在大气层外飞行器捷联导引头视线角速度估计中的应用。为了建立非线性滤波估计模型,考虑目标视线角速度的慢变特性,采用一阶马尔科夫模型建立了状态方程;推导了视线角速度的解耦模型,并建立了量测方程;考虑到实际应用中存在系统噪声统计特性失准的问题,基于Huber-Based鲁棒滤波方法,设计了视线角速度滤波器,并完成了基于Huber-Based滤波方法和扩展卡尔曼滤波方法的数学仿真。仿真结果表明Huber-Based滤波方法的视线角、视线角速度及视线角加速度估计精度分别达到0.1140'、0.1423'/s、0.0203'/s2,而扩展卡尔曼滤波方法的视线角、视线角速度及视线角加速度估计精度仅分别为0.6577'、0.6415'/s、0.0979'/s^2。仿真结果证明了该方法可以有效地估计出相对视线角速度等信息,并且在非高斯噪声的条件下,依然可获得较高的估计精度,具有一定的鲁棒性。

基于速度选择切换型视线法的无人帆船循迹航行

[目的]风帆的力矩以及海浪作用会造成帆船相比其他形式的动力船舶更容易偏离期望轨迹,这便要求无人帆船的循迹航行算法具有较强的抗干扰能力。[方法]对实船进行等比例建模并通过VPP速度预测程序获得帆船在不同航向下的较大速度,提出一种无人帆船速度选择切换型视线法,在保证无人帆船依靠风力获取速度的同时,再利用切换型视线法使无人帆船的航向角收敛于期望航向角,从而使无人帆船可以快速不断地驶向期望航向点。[结果]Matlab对比仿真研究表明,速度选择型视线法具有偏航误差小、抗干扰能力强且收敛速度较快的优点。[结论]无人帆船在不同风向下的湖上试验验证了速度选择型视线法的可行性,结果具有一定的工程应用价值。

脱靶量预测补偿对视线角速度测量精度的改善

一般动基座光电跟踪测量系统需要在跟踪状态下实时输出视线角速度,该角速度一般由角度测量元件通过微分算法测得.当所测速度为低速范围时且测速精度要求较高时,仅依靠算法无法达到测速精度要求.考虑到动态跟踪机理,利用图像跟踪系统输出的目标脱靶量信息与角度信息进行数据融合,可以提高角速度的测量精度.本文对脱靶量的滞后效应对测速精度的影响进行了分析,同时提出了一种脱靶量的实时预测技术.实验表明,采用目标脱靶量的预测补偿方法可以提高视线角速度测量精度.

一种改进的视线角加速度非线性估计与滤波方法研究

为消除采用跟踪-微分器渐进估计视线角加速度形成非线性比例微分(PD)型比例导引以提高末制导精度时因减小估计器产生的视线角加速度延迟形成的估计抖振噪声,提出了一种具有输出限幅的非线性跟踪-微分器和输出二阶低通滤波的视线角加速度估计滤波方案。仿真结果表明,该方案可明显减少估计抖振噪声和误差。滤波器参数对视线角加速度估计的消噪噪声和制导精度提高作用明显,一般宜采用低阻尼比的二阶低通滤波器。

雷达导引头视线角速度半实物仿真

本文介绍了基于综合视线法的雷达导引头视线角速度输出仿真,并用Simulink进行相应的仿真验证。同时,给出了一种低成本雷达导引头半实物仿真方法及其系统组成,并利用该系统对本视线角速度输出方法进行半实物仿真。仿真结果表明,利用所介绍的导引头视线角速度仿真方法可以满足系统的实际使用要求。

只测视线角速度的大机动目标状态估计器设计

在直角坐标系中采用适于大机动目标的"当前"统计模型对目标机动建模。针对目标状态模型是线性的,测量模型是非线性的情况,使用两步滤波器。对目标加速度方差和测量噪声方差进行在线估计,实现了自适应滤波。所设计的估计器与EKF估计器进行仿真比较,结果前者误差能较快收敛并且精度较高。因此所设计的估计器适于红外成像导弹拦截大机动目标。

空间拦截中只测量视线角速度的跟踪滤波器的可观性分析

建立了空间拦截中导弹与目标的相对运动方程。论述了卡尔曼滤波器的可观性准则，研究了跟踪滤波器的可观性，并分析了影响跟踪滤波器可观性的因素。数字仿真证实了理论的正确性。

红外诱饵干扰下导引头视线角速度跳变特征建模

红外诱饵会引偏导引头光轴指向、迫使制导信息出现阶跃跳变,从而降低导弹制导精度。为探究制导信息跳变缘由,建立了基于跳变视线角速度的脉冲叠加模型。首先,基于红外导引头识别原理,分析了视线角速度变化特征,初步建立了视线角速度跳变模型;通过大量仿真分析,确定了影响跳变特性的影响因子集;同时,利用Morris灵敏度分析法筛选跳变模型的解释变量,进而降低了模型复杂度;基于各解释变量的作用,引入逐步回归分析法求解跳变模型的回归参数。最后通过典型对抗态势下的预测结果对跳变模型的泛化能力进行了验证,实验结果表明该模型对于跳变时刻及跳变强度的预测精度可达10^(-2)s及10(°)/s。

基于目标视线角速度的航迹融合研究

雷达/红外双模制导过程中,提出了目标距离由雷达提供,目标视线角位置或角速度由雷达和红外融合提供.通过对目标被测误差角变化规律分析,提出了分布式结构中基于目标视线角速度的航迹融合方法,运用极大似然估计法进行了航迹状态估计融合.通过仿真,验证了该方法的有效性,提高了目标跟踪性能.

红外稳定平台装调误差对视线角速度的影响分析

框架式稳定平台中的装调误差影响视线角速度的测量精度。给出了框架轴系偏差的数学描述,在此基础上研究了轴系偏差和陀螺敏感轴交叉耦合情况下三自由度框架式红外稳定平台对视线角速度的计算方法。并比较了这两类装调误差对视线角速度测量精度影响的大小。仿真结果表明,通过对装调误差补偿,视线角速度的测量精度可显著改善。所得结果对新型框架式稳定平台系统的误差指标分配具有重要的参考价值。

视线角加速度导引律分析及仿真应用研究

针对红外制导导弹拦截大机动目标时制导精度下降的问题,引入视线角加速度导引律,在对其原理进行分析的基础上,利用伴随系统理论对引入视线角加速度导引律后的导弹平稳性和脱靶量进行了仿真分析与验证。仿真结果表明,视线角加速度导引律能有效降低目标机动及入射角偏差所引起的脱靶量,性能良好。