先进空空导弹最优中制导律研究_祁鹏
并行测试技术及在空空导弹检测中的应用浅析
数 量 及 在 每 一个 被 测 对 象 内部 并 行 进 行 参 数 测 试 ， 来 提 高 测 试 仪 器 的 利 用 率 和 测 试 效 能 ， 进 而 降低 武 器 装 备 的 测 试 成 本 。 本 文 对 并 行 测 试 的 相 关 理 论 进 行 了 介 绍 ，并 对 并 行 测 试 技 术 在 空 空 导 弹 检 测 设 备 中 的 应 用 进 行 了分 析 ，
Ｏ 引 言
并 行测 试 技 术 是美 军 下 一 代 测 试 工 作 组 （ ｘ ｅｔ ＮＴｓ Ｉ ） 提 出 的 支 撑 Ｎ Ｔｓ Ａ Ｓ的 新 技 术 之 一 。Ｎ Ｔ ｓ ｘｅｔ Ｔ ｘｅｔ ＩＴ是美 国 国防部 （ ｏ 于 １９ Ｐ Ｄ Ｄ） ９ ９年 成 立 的多 个 综 合
质 量 ，降低 了整 个 武器 装 备 的维 护 和测 试 成 本 （ 试 测 成 本包 括测试 时 间） 。因此 ，研 究并 行 测试 技 术对 我 国 测 试技 术 的发展 和 提 高 武 器装 备 战时 的快 速 维 护保 障
能力具有重要意义 。本 文对并行测试 的相关技术进行 了介绍 ，并分析了并行测试技术应用于空空导弹检测 设备中的若干问题。
指 出 了 需 要 解 决 的若 干 问题 。 关 键 词 ：并 行 测 试 ； 下 一 代 测 试 系 统 ； 空 空 导 弹 ；检 测 设 备
中 图 分 类 号 ：Ｔ ２ ３ Ｐ ７ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１ ７ —５ ９ （ ０ ０） Ｏ１—０ ０ ６４ ７５ ２ １ ０ ８—０ ３
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综 合 评 述
２１ 第 ３ ００年 ０卷第 １期
并行测试技术 及在空空导弹检测 中的应用浅析
刘琪 ，孟庆虎 ，张从 霞
基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法
基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法张海瑞; 王浩; 王尧; 洪东跑; 卜奎晨【期刊名称】《《国防科技大学学报》》【年(卷),期】2019(041)006【总页数】6页(P33-38)【关键词】末制导; 多目标优化; 不确定性优化; 高效全局优化【作者】张海瑞; 王浩; 王尧; 洪东跑; 卜奎晨【作者单位】中国运载火箭技术研究院北京100076【正文语种】中文【中图分类】TJ765.3无动力滑翔飞行器进入末制导阶段的初始参数是影响其打击效果的关键因素之一[1]，不同的末制导初始参数可能会导致不同的弹道成型及落点分布结果。
在这里，末制导初始参数定义为末制导交班点的状态参数。
在实际飞行过程中，飞行器末制导初始参数，即末制导初始位置、初始速度、初始弹道倾角及初始航向角等，受到诸多不确定性因素的影响，往往表现出一定的不准确性或者波动性[2]，进而影响飞行器弹道成型及落点分布。
因而，有必要考虑飞行器末制导初始参数不确定性的影响，开展基于不确定性的末制导初始参数优化设计研究。
在精确打击飞行器制导律等方面已有了大量的研究[3-4]，而对不确定性影响下初始参数优化设计的研究较少。
常规弹道飞行器在再入过程中全程采用末制导律，既有利于导引头工作，实现转末制导的平滑交接，又可克服再入过程的各种干扰。
而对于新型高超声速临近空间飞行器来说，其一般采用中段制导+末制导方案，其末制导交班点的选择以及初始参数的波动性将会对末制导精度带来影响，本文针对此问题开展相关研究。
针对末制导初始参数不确定性的影响，常规方法通常采用蒙特卡洛方法对某一组初始参数方案进行随机模拟试验，经统计满足落点圆概率偏差(Circular Error Probability, CEP)要求即可，而未能实现飞行器末制导初始参数的优化设计以及落点精度的提升。
针对这一问题，本文提出基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法，利用高效全局优化和蒙特卡洛方法给出末制导初始参数及其制导律参数的最优设计方案。
基于多项式拟合SDRE的三维导引律设计
仿 真结果显 示 ，Ｓ Ｒ ｎ Ｄ Ｅ导 引律 是有 效 的 导引 律 ， 广 与
义 理想 比例导 引律 （ ＩＮ 进行对 比， ＧＰ ） 具有 良好 的导 引
品质 。而且 当 目标 作 大 过 载 的未 知 机 动时 ， ＩＮ导 ＧＰ 引律远远不 如 ｎ Ｄ Ｅ导 引律 有效 。 ＳＲ
１ ＳＲ Ｄ Ｅ方 法与 多项 式拟 合 Ｓ Ｒ Ｄ Ｅ方法
目相对 运动关 系 的三 维导 引律 。而 最优 导 引律 的设
（ ｏｉｅ ｏ ｒ ｏｒｉ ｔ Ｈ ， 得 弹 目相 对运 动 常微 Ｍ ｄ ｄＰｌ ｏ ｎ ｅ 使 ｉ ｆ ａＣ ｄ ａ ）
分方 程从 ６个 减 少 到 ３个 ， 程形 式 也 大大 简化 ， 方 并
且 满足多项 式拟合 Ｓ Ｒ Ｄ Ｅ方 法使 用 的条件 ， 进一步 得 到了多项式 拟 合 Ｓ Ｒ Ｄ Ｅ导 引 律 （ 记 为 ｎ Ｄ Ｅ 的解 简 ＳＲ ）
法 与 多项 式 拟 合 的 Ｓ Ｒ Ｄ Ｅ方 法 ， 者 是 前 者 十 分 优 越 的 逼 近 ； 导 了 Ｍ Ｃ下 的弹 目 相 对 运 动 方 程 ， 球 坐 标 下 的六 后 推 Ｐ 将
个状 态方 程 减 少 到 了三 个 并 且 满 足 多 项 式 拟 合 Ｓ Ｒ Ｄ Ｅ方法 的应 用 前 提 ； 此 基 础 上 ， 导 出 了 三 维 拟 合 Ｓ Ｒ 在 推 Ｄ Ｅ导 引 律 （Ｓ Ｒ ） ｎＤ Ｅ 。仿 真 显 示 ，Ｓ Ｒ ｎ Ｄ Ｅ是 一 种 有 效 的 导 引 律 ， 广 义理 想 比 例 导 引 律 （ ＩＮ） 有 更 好 的 导 引 品 质 ， 别 在 较 ＧＰ 具 特 目标 机 动 时 ，Ｓ Ｒ ｎＤ Ｅ能 更 好 地应 对 目标 机 动 引 起 的 视 线 转 率 发 散 而 导 致 脱 靶 的 问 题 。
红外成像制导子弹弹道及视景仿真研究_孙鹏
GM = 3. 986 004 418 × 10 14 m3 / s2 ； ω e = 7. 292 115 × 10 rad / s。 STK 中采用的地球参考模型就是美国国防部确 定的 WGS—84 模型。 虽然和我国地心二号 （ DX2 ） 坐标系所采用的 IUGG—75 参考椭球模型 差 异 很 小， 但是在实际应用过程中就会产生一定的偏差 。 这种偏差会随时间积累， 越来越大。 所以需要进行 修改。 1. 2 STK 简介 卫星工具软件 STK（ Satellite Tool Kit ） 是航天领 由美国分析图形有限公 域中先进的系统分析软件， 司（ AGI） 研制， 用于分析复杂的陆地、 海洋、 航空及 3 维可视化动 航天任务。它可以提供逼真的 2 维、 态场景以及精确的图表、 报告等多种分析结果。 支 持卫星寿 命 的 全 过 程， 在航天飞行任务的系统分 析、 设计制造， 测试发射以及在轨运行等各个环节 中都有广 泛 的 应 用， 对于军事遥感卫星的战场监 测、 覆盖分析、 打击效果评估等方面同样具有极大 的应用潜力。 1. 3 坐标系转换 由于选取不同的坐标系， 所建立导弹的运动方 因此选择合 程组的形式和复杂程度也会有所不同， 理的坐标系是十分重要的。 选取坐标系的原则是： 既能正确的描述子弹的运动， 又能使描述的运动方 程组形式简单清晰明了。 这里使用的是以下几种 坐标系： 发射坐标系、 弹体坐标系、 弹道坐标系、 速度坐 标系、 地心坐标系、 地心惯性坐标系等。
GM = 3. 986 005 × 10 m / s ； ω e = 7. 292 115 × 10 rad / s。 而美国国防部确定的参考椭球模型是 WGS—84 ， 其 地心精度约为 0. 1 m， 相关参数如下： R a = 6 378 137 m； f = 1 / 298. 257 225 63 ；
地空导弹发射动力学建模与仿真研究
Ａｂ ｔａ ｔ Ａｃ ｏ ｄ ｎ Ｏ ｔ ｅ ｃ ａ ａ ｔ ｒｓ ｉｓ ｏ ａ ｎ ｈ ｍｏ ｅ 。ｌｕ ｃ ｙ ａ ｃ ｄ ｌｗａ ｏ ｎ ｅ ｓ ｒ ｃ ： ｃ ｒ ｉ ｇ ｔ ｈ ｈ ｒ ｃ ｅ ｉｔ ｆ ｌ ｕ ｃ ｄ ｌ ａ ｎ ｈ ｄ ｎ ｍｉ ｓ ｍｏ ｅ ｓ ｆ ｕ ｄ ｄ，ａ ｄ ｌｕ ｃ ｖ ｍｅ ｔｅ ｕ ｔ ｎ ｃ ｎ ａ ｎ ｈ ｍｏ ｅ ｎ ｑ ａ ｉ ｓ ｏ ｗｅ ｅ ｄ ｄ ｃ ｄ ｆ ｒｍｉｓｌ ｆｔｌ ｂ ｅ ｌ ｕ ｃ ． Ｄｉｆ ｒ ｎ ｌ ｅ ｌ ｎ ｔ ｓ ａ ｄ ｌ ｕ ｃ ｂ ｉ ｕ ｔ ｓ ｗｅ ｅ ｕ ｅ Ｏ ｓｍｕ ａ ｅ ａ ｄ ｃ ｌ ｕ ａ ｅ ｆ ｒ ｒ ｅ ｕ ｅ ｏ ｓ ｉ ｏ ｉ ａ ｌ ａ ｎ ｈ ｅ ｔ ｆｅ ｅ ｔｓ ｉ ｅ ｇ ｈ ｎ ａ ｎ ｈ ｏ ｌ ｉｉ ｒ ｓ ｄ ｔ ｉ ｌｔ ｎ ａ ｃ ｌｔ ｏ ｄ ｑ ｅ ｓ ｒ ｉｈ ｉ ｅ ｓｉ ｅ ｎ ｒａ ｇ ｅ ｓ ｉ ｅ ． Ｍ ｏ ｅ ｎ ａ ａ ｅ ｅ ｓ ａ ｄ ｌｗｓ ｏ ｈ ｓ ｉ ｒ ｏ ． Ｔｈ ｅ ｕ ｔ ｈ ｗ ｈ ｔ Ｏ ｆｓｉ ｅ ｔ ａｇ ｔｌ ｌ ｓ ａ ｄ ｔｉ ｎ ｌ ｌ ｓ ｎ ｄ ｄ ｖ ｍｅ ｔ ｐ ｒ ｍ ｔｒ ｎ ａ ｆ ｔ ｅ ｍｉ ｓｌ ｗｅ ｅ ｇ ｔ ｅ ｅ ｒ ｓ ｌｓ ｓ ｏ ｔ ａ ｆ—ｌ ｄ ｍｏ ｅ ｎ ｆｍｉｓｌ ｓｒ ｌｔ ｄ ｔ ｌ ｅｌ ｎ ｔ ｓ ａ ｄ １ ｕ ｃ ｂ ｉ ｕ ｔ ｓ ｎ ａ ｄ ｔｏ ｖ ｍｅ ｔｏ ｓ ｉ ｉ ｅａ ｅ Ｏ ｓ ｉ ｅ ｇ ｈ ｎ ａ ｎ ｈ ｏ ｌ ｉｉ ．Ｉ ｄ ｉ ｎ，ｓ ｂ ｉ ｅ ｃ ｆｍｉｓｌ ｓ ｅ ｃ ｎ ｉｅ ｅ ｏ ｒ— ｅ ｄ ｑ ｅ ｉ ｕ ｓｄ ｎ ｅ ｏ ｓ ｉ ｍｕ ｔｂ ｏ ｓｄ ｒ ｄ ｆ ｒｔ ｉ ｅ
全捷联导引头制导信息滤波算法及仿真
ｚ ＝ 【 Ｐ ＝ 【 ； ： Ｘ ∞ Ｃ 】
，
西
北工Βιβλιοθήκη 业大学学报
第３ ３卷
△ 露：霓 ｒ （ ｋ ｌ ｋ ）一ｚ Ｍ （ ｋ ）
Ａ ｙ＝夕 （ ｋ ／ ｋ ）一Ｙ （ ｋ ） △ ＝２ ｒ （ ｋ ／ ｋ ）一 （ ｋ ） （ １ ９ ）
弹 目相对 速度 、 Ｖ 。 向分量 滤波 值
１ ３ × ３ ｊ
： ｅ 盯＝ ｌ Ｏ ３ ３ Ｉ ３ ３ Ｔ ／ ３ ３ Ｉ
Ｌ ｏ ３ ｘ ３ Ｏ ３ × ３
２ ）观测方程建立 观测 方程使 用 １ ． １中解耦 后 的惯性 系下 视 线 角
作为 测量 值 ， 即观测 向量为 ：
２ ）一步校正（ 此步运算将角标 后 省略） 系统量测值的Ｓ ｉ ｇ ｍ ａ 点ｙ ｆ ＝ 日（ Ｚ ， ）， 借此我们 计算量测预测值 、 方差及增广的量测一 状态协方差
式 中
Ｍ ＝一ｃ ｏ ｓ Ｏ ｓ ｉ ｎ Ｏ ｃ ｏ ｓ ｑ Ｂ Ｈ＋
当然 ， 相对于经典的常平架体制导引头 ， 全捷联 导 引头 的寻 的制 导体制 还存 在如 下 困难 ： １ ）光学 系统 必须 有足 够大 的 瞬时视场 ； ２ ）无法直接测量制导所需视线角速度信号； ３ ）大 的瞬 时 视 场会 引入 大 的测 量 噪 声 。这 将 对 整个 制导 系统 的稳 定性 和精 确性 产生 直接影 响 ；
、
接 下来 计算 扩增 卡尔 曼增 益 ：
Ｙ ＝ Ｈ （ Ｚ ） ＋ ’ ， ： Ｉ
ｌ ） Ｊ ｆ ＋ （ ９ ）
： Ｐ ＝ ［ 】 ＝ 【 ： 二 】 Ｐ ｃ ６ ，
２ ＝ ２ 一＋
由此得到一步校正 ， 完成第 ｋ 步的滤波运算 ：
基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导
基于hp自适应伪谱法的飞行器再入轨迹优化与制导夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【摘要】研究了一种基于hp自适应伪谱法的飞行器再入在线轨迹优化与制导方法.首先针对飞行器再入段在末速度最大的条件约束下进行了轨迹优化;然后针对再入段地球大气分布不均匀、建模误差、扰动等因素,设计了基于hp自适应伪谱法的反馈制导方法;最后进行了数学仿真研究.仿真结果表明:采用本文提出的反馈制导方法得到的末速度为6.93 km/s,比未采用闭环制导的方法提高了0.33 km/s,并且制导精度提高了15倍.【期刊名称】《中国惯性技术学报》【年(卷),期】2015(023)006【总页数】6页(P818-823)【关键词】飞行器再入;hp自适应伪谱法;轨迹优化;反馈制导【作者】夏红伟;李秋实;李莉;宋效正;王常虹【作者单位】哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;中国科学院沈阳自动化研究所,沈阳110016;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001;上海卫星工程研究所,上海200240;哈尔滨工业大学空间控制与惯性技术研究中心,哈尔滨150001【正文语种】中文【中图分类】V448.2返回、再入和着陆过程是返回式航天器整个飞行任务链的最后阶段，保证航天器安全再入返回是航天技术研究的重要问题。
其中再入段由于经过大气层，动力学模型相对复杂，并且由于存在建模误差、各种扰动等因素，该阶段的轨迹优化和制导设计显得尤为重要[1-4]。
Naidu[5]采用匹配渐近展开法基于ADBARV坐标系的大气层内飞行器动力学方程对飞行器再入优化问题进行了求解分析。
Zimmerman等[6]提出了一种用于可重复使用飞行器再入阶段的控制算法，借助自主仿真和自寻的技术解决飞行器再入问题。
目前对于飞行器再入段动力学模型的研究已经取得了较好的研究成果，但在再入段轨迹优化方法方面，普遍存在最优轨迹生成时间长的困扰[6-7]；由于轨迹生成时间长，多采用离线生成最优轨迹进行制导，这导致制导精度受模型参数变化、扰动等因素影响而难以提高[1-3,8-9]。
基于改进ＤｅｅｐＬａｂＶ３＋的引导式道路提取方法及在震源点位优化中的应用
２０２４年３月第３９卷第２期西安石油大学学报（自然科学版）ＪｏｕｒｎａｌｏｆＸｉ’ａｎＳｈｉｙｏｕＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ（ＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＥｄｉｔｉｏｎ）Ｍａｒ．２０２４Ｖｏｌ．３９Ｎｏ．２收稿日期：２０２３ ０６ ０３基金项目：国家自然科学基金面上项目“基于频变信息的流体识别及流体可动性预测”（４１７７４１４２）；四川省重点研发项目“工业互联网安全与智能管理平台关键技术研究与应用”（２０２３ＹＦＧ０１１２）；四川省自然科学基金资助项目“基于超分辨感知方法的密集神经图像分割”（２０２２ＮＳＦＳＣ０９６４）第一作者：曹凯奇（１９９８ ），男，硕士，研究方向：遥感图像标注。
Ｅ ｍａｉｌ：８１９０８８３３８＠ｑｑ．ｃｏｍ通讯作者：文武（１９７９ ），男，博士，研究方向：人工智能在地球科学的应用、高性能计算。
Ｅ ｍａｉｌ：ｗｅｎｗｕ＠ｃｕｉｔ．ｅｄｕ．ｃｎＤＯＩ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７３ ０６４Ｘ．２０２４．０２．０１６中图分类号：ＴＥ１９文章编号：１６７３ ０６４Ｘ（２０２４）０２ ０１２８ １５文献标识码：Ａ基于改进ＤｅｅｐＬａｂＶ３＋的引导式道路提取方法及在震源点位优化中的应用曹凯奇１，张凌浩２，徐虹１，吴蔚３，文武１，周航１（１．成都信息工程大学计算机学院，四川成都６１０２２５；２．国网四川省电力公司电力科学研究院，四川成都６１００９４；３．中国石油集团东方地球物理勘探有限责任公司采集技术中心，河北涿州０７２７５０）摘要：为解决自动识别方法在道路提取时存在漏提、错提现象，提出一种引导式道路提取方法提高修正效率。
在ＤｅｅｐＬａｂＶ３＋原有输入通道（３通道）的基础上添加额外输入通道（第４通道），将道路的４个极点转化为二维高斯热图后作为额外通道输入网络，网络以极点作为引导信号，使网络适用于引导式道路提取任务；设计并行多分支模块，提取上下文信息，增强网络特征提取能力；融合类均衡二值交叉熵和骰子系数组成新的复合损失函数进行训练缓解正负样本不均衡问题。
基于改进兰彻斯特平方律的空战进程预测研究
面向空地协同作战的无人机-无人车异构时变编队跟踪控制
目前袁 常见的编队控制策略包括基于行为的尧 基于虚拟结构 的 以 及 基 于 领 导 者 原 跟 随 者 的 方 法咱员 原猿暂 遥 但是袁 领导者 原 跟随者方法严重依赖于领 导者的运动袁 领导者的故障将会导致整个编队的 崩溃曰 基于行为的编队方法依靠于定性的行为规 则袁 难以建立整个系统的定量模型袁 无法保证整个 系统编队运动的稳定性曰 基于虚拟结构的方法需 要中心节点进行集中式控制袁 不能够以分布式的 形式实现遥 近年来袁 随着一致性控制理论的发展与 完善袁 基于一致性的编队控制方法受到国内外研 究者的广泛关注咱源 原愿暂 遥 该方法仅利用邻居节点的相 对作用信息设计本地控制器袁 结构简单袁 具有较好 的可扩展性与自组织性袁 同时袁 该方法能够在一定 程度上克服传统编队控制方法的缺点遥
摇 摇 摘摇 要院 本文研究了无人机自主伴飞协同侦察技术中的异构集群系统空地协同时变编队跟踪 控制问题袁 要求多无人机与无人车在形成期望时变编队构型的同时袁 实现对领导者参考轨迹的跟 踪遥 首先袁 对无人机与无人车进行单体运动学与动力学建模袁 并引入代数图论概念袁 建立异构集 群系统的协同控制模型遥 然后袁 引入虚拟领导者刻画编队整体的运动轨迹袁 并基于对虚拟领导者 状态的分布式观测器袁 对各无人机 原 无人车构造分布式编队跟踪控制器遥 进一步分析异构集群系 统实现时变编队跟踪的可行性条件袁 给出编队跟踪控制器中各参数的选取方法遥 最后袁 给出了一 个仿真例子来验证所设计控制器的有效性遥