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stk场景默认是UTCG时间，如果想改为北京时，可按照以下步骤设置：（1）首先启动stk，载入或者新建一个场景。为了方便后面介绍，此处场景名称为Scenario（2）双击Scenario，打开属性页面，点击左面的Units，将“DateFormat”设置为Gregorian LCL（LCLG）。此后场景中的对象、报表、图形等都以北京时方式呈现。...

以下两个例子底层代码均为自己编写，包括配点计算、拉格朗日插值等等，求解用的snopt工具箱。总体感觉，伪谱法编写非常麻烦。一、《基于Radau伪谱法的制导炸弹最优滑翔弹道研究_袁宴波》二、《最优控制问题的Legendre伪谱法求解及其应用_徐少兵》中的例1...

http://pan.baidu.com/s/1hr6k65Q

http://pan.baidu.com/s/1o7MTvD4

1、第四届高分辨率对地观测学术年会http://www.chreos.org/2、第二届中国空天安全会议http://saa.csu.edu.cn/info/1003/2619.htm3、第三十届全国空间探测学术研讨会征文通知http://www.cssr.org.cn/cms/readNewsViewlet.rt;jsessionid=DDA0B1FBCDB912

参考文献：《一类匹配不确定非线性系统的动态逆全程滑模变结构控制》clear clcH=[5 2 5;    8 1 7;    1 1 2];invH=inv(H);a11=invH(1,1);a12=invH(1,2);a13=invH(1,3);a21=invH(2,1);a22=invH(2,2);a23=invH(2,3);a31=inv

1、仿真来源：《应用时标分离和动态逆方法设计飞行器的姿态控制系统》，武立军，贺有智，现代防御技术，2007clearclc[row,av,g]=OnAir(50000); %计算大气密度，当地声速，重力加速度m=44; %质量 Tay=60*g; %姿控发动机推力L=1.945; %抛盖后长度DD=0.37;%弹体直径Jx=0.3; %绕x轴转动惯量Jy=

1、仿真来源：《应用时标分离和动态逆方法设计飞行器的姿态控制系统》，武立军，贺有智，现代防御技术，20072、在发动机推力的处理上，尝试了三种方法：连续推力、通过幅值限制得到的离散推力和通过PWPF调制得到的离散推力。连续推力很容易实现；后两者与飞行器的参数相关，发动机推力等参数需要仔细设置，由于原文没有给出飞行器的具体参数，发动机推力的大小与原文不同。一、离散推力

参考文献：《最优控制与姿控喷流在导弹姿态控制中的应用》%跟踪正弦结果可以看出，实际偏航角与指令值存在一定的跟踪误差%从仿真结果可以看出，时间最优bang-bang控制律是以牺牲跟踪精度来满足时间最短的要求clearclcA=2500;B=10.625;a=A/B;Mf=245;x1=0;%偏航角初始值x2=0;%偏航角速率初始值n=1;t=0;dt=0.001;

包括一些学位论文和期刊论文，下载地址：

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从cnki下载的关于stk的论文，包括硕士论文、期刊论文，最近几年的基本包括全了，600M左右，如果从cnki上下载可是要花1K左右哦！http://download.youkuaiyun.com/detail/appe1943/9742899#comment

%参考文献：《攻击时间控制的动态逆三维制导律》，哈尔滨工程大学学报，2010%编程难点：视线坐标系与参考坐标系间的转换关系clearclcV=300;% 导弹速度，m/sx=-5000;%进攻弹坐标，my=5000;z=6000;xt=0;%目标坐标，myt=0;zt=0;Rm=sqrt((x-xt)^2+(y-yt)^2+(z-zt)^2);DRm=0;theta_m=

1、变结构制导律和比例导引均集成在同一个程序中，其表达式分别见daoyin.m第48行和53行；如果不需要某个导引律，请将其注释（前面加“%”）。2、比例导引和变结构导引结果图可以画在同一幅图中（每运行完一种导引律后，不要关闭图，继续运行下一种导引律）。clearclc%-----------导弹参数---------V_m=300;X_m=0;Y_m=3000;theta_

%参考论文：基于lmbp神经网络的效能评估clearclc%------------------训练数据------------------%Tin_train为输入数据,Tout_train为输出数据（由于原文没有定义输出数据，此处为自定义）Tin_train=[0.89 0.97 0.91 0.88 0.95 0.82 0.89 0.78 0.85 0.69 0.92 0.87 0.

clearclc vartheta_c=0.1;fea_c=0.1;gamma_c=0;q1=sin(fea_c/2)*sin(vartheta_c/2)*cos(gamma_c/2)+cos(fea_c/2)*cos(vartheta_c/2)*sin(gamma_c/2);q2=sin(fea_c/2)*cos(vartheta_c/2)*cos(gamma_c/2)+cos(f

%具有碰撞角约束的三维纯比例导引律研究%无人机空中加油自主会合控制器设计%说明：在仿真中，下标"_m"表示追踪器参数，下标"_t"表示目标参数clearclc%---------------------追踪器参数设置-----------------------V_m=300; % 单位：m/s，飞行速度theta_m=45*pi/180;%单位：rad，初始弹道倾角fea_m

%对原始数据进行规范化处理[pn,meanp,stdp,tn,meant,stdt]=prestd(Tin',Tout);%[pn,meanp,stdp,tn,meant,stdt]=prestd(inputs',output);%乱序N=length(pn);b=randperm(N);B=zeros(2,677);B(1,:)=pn(1,b);B(2,:)=pn(2,b);

%具有角度和时间约束的导弹最优全弹道设计%根据论文，初制导功能在于控制导弹快速爬升%指令高度：Hc=1000+35*t，以35m/s快速爬升%指令偏航角为-45degclearclc%---------------------导弹参数设置-----------------------V=260; % 单位：m/s，导弹飞行速度theta=45*pi/180;%单位：rad，初始弹道

参考文献：周荻那本变结构制导律的设计%===================================================================================%--------------------------------情景说明------------------------------------------%目标正弦机动,At=Asin

参考文献：周荻那本变结构导引律的设计clear%===================================================================================%--------------------------------情景说明------------------------------------------%目标正弦机动,

参考文献：《几种增大空地导弹落角的制导方式比较》《Strategic and tactical missile guidance》clearclc%-----------导弹参数---------V_m=260;%飞行速度 X_m=0; Y_m=1000; %初始飞行高度 theta_m=0*pi/180; %弹道倾角 %----------目标参数-------

参考文献：《几种增大空地导弹落角的制导方式比较》《Strategic and tactical missile guidance》clearclc%-----------导弹参数---------V_m=260;%飞行速度 X_m=0; Y_m=1000; %初始飞行高度 theta_m=0*pi/180; %弹道倾角 %----------目标参数---------

参考文献：clearclc%-----------导弹参数---------V_m=300;X_m=0;Y_m=3000;theta_m=0*pi/180;%----------目标参数---------V_t=0; %静止目标X_t=3000;Y_t=0;theta_t=0;dtheta_t=0;n_t=0;A_t=0;%变结构制导律参数设置k=1;d

参考文献：《几种增大空地导弹落角的制导方式比较》clearclc%-----------导弹参数---------V_m=260;%飞行速度 X_m=0; Y_m=1000; %初始飞行高度 theta_m=0*pi/180; %弹道倾角 %----------目标参数---------V_t=0; %静止目标X_t=4800;Y_t=0;theta_t=0;d

一、保证matlab源代码是参数优化范围内是可以运行的；二、一定要设置matlab文件搜索目录，否则无法调用自己编写的子程序！！！！！！！此处可参考本人的另一篇博文：在Isight软件里如何调用matlab子程序？

落点偏差经典方法是通过卯酉半径和角度偏差算纵向和横向偏差，如果落点和目标点近的话可不可以利用发射系三个坐标直接做差、平方、求和，再开方，即L=sqrt((x1-x2)^2+(y1-y2)^2+(z1-z2)^2)这样子算出来的偏差是不是纵向和横向偏差对应的斜距？我用上式算出来偏了50米，但利用卯酉法却差了几公里，很是疑惑。。。发射系是旋转的，上式误差会那么大吗？

参考文献：《基于D_S证据理论的组网雷达_四抗_能力评价》，请自行下载clearclc%第2层权重e1=[0.056 0.157 0.237 0.452 0.099]; % e11 e12 e13 e14 e15e2=[0.483 0.157 0.088 0.272]; % e21 e22 e23 e24 e3=[0.370 0.345 0.185 0.100]; % e31 e3

《武器电子系统质量评估》第33页和39页例子%《武器电子系统质量评估》第33页和39页例子clearclcP=[0.5 0.6 0.7; 0.4 0.5 0.6; 0.3 0.4 0.5;];tau1=0.8;tau2=0.5;tau3=0.1;fea1=jisuan(P,tau1)fea2=jisuan(P,tau2)fea3=jisuan(P,tau3)

%来源《基于扩展贝叶斯方法融合的作战效能评估研究》clearclc%定性指标T2 T7 T8%以下Kcap和Ccap数据对应表6，将表6拆分为两个矩阵%横坐标Kcap：知识度%纵坐标Ccap：满意度%Kcap和Ccap相同的位置组合起来对应信念图上的一个点%Kcap和Ccap:行对应专家（3个专家），列对应指标（3个指标）Kcap=[0.8 0.78 0.85;

（节选自《基于粗糙集与卡尔曼法的防空雷达信息融合技术》）参考文档：http://wenku.baidu.com/view/c52cce66bceb19e8b9f6bade源代码如下：clearclc%D-S证据理论%功能：融合三个雷达的观测数据，判别目标类型%T1、T2、T3为三个观测周期，三行对应三个雷达(m1,m2,m3)，六列对应目标类型（A1侦察机、A2直升机、A3

鱼雷高速空投数学模型见http://download.youkuaiyun.com/detail/appe1943/8737337。这篇文档是别人摘抄的，我做了下仿真，难点在于确定gamma_t, gamma_p和FB。文档中说得很轻松，对等式求二阶导就可以求出来，方法倒是没错，但基本不具有操作性。我试着求二阶导展开，非常麻烦。后来我想到一招，不是直接求，而是在解空间寻优，将gamma_t, gamma_

以前我对矩阵的转动次序没有重视，这段时间弹道仿真时发现这两种转动顺序存在很多差别，说一下注意的地方：1、两者获得的欧拉角转换矩阵形式不一样，但代入数值后基本一致；2、如果同时用四元数和欧拉角描述姿态，必须要取同一种转动次序下的对应矩阵；3、3-2-1转动多用于弹道导弹，2-3-1多用于飞机、战术弹、巡航导弹。4、对于两种转动次序，获得的弹道倾角、弹道偏角、倾侧角、俯仰角、偏航角、滚

%仿真来源：，系统仿真学报，2011，谭湘敏，易建强等%由于之前已经做过类似的工作，仿真本文时速度的三阶导数、高度的四阶导数没有采用本文的形式，%而是采用之前推导的模型。控制器采用本文的方法。飞行器初始参数见本文表1.

一、仿真来源林枫等，航天控制，2004，《最优控制与姿控喷流在导弹姿态控制中的应用》二、开关线%1、只考虑偏航角fea初始值的不同，固定偏航角速率的初始值，令其一直为零，得到图2曲线结果%2、只考虑偏航角速率初始值的不同，固定偏航角的初始值，令其一直为零，得到曲线结果与图2相比，只是位置左右平移而已%这说明，偏航角、偏航角速率的初始值不影响曲线的形状，只影响曲线的位置

1、仿真来源：《应用时标分离和动态逆方法设计飞行器的姿态控制系统》，武立军，贺有智，现代防御技术，20072、在发动机推力的处理上，尝试了三种方法：连续推力、通过幅值限制得到的离散推力和通过PWPF调制得到的离散推力。连续推力很容易实现；后两者与飞行器的参数相关，发动机推力等参数需要仔细设置，由于原文没有给出飞行器的具体参数，发动机推力的大小与原文不同。%滚动通道：推力阈值0.5N，大

%谢愈，刘鲁华等，《高超声速滑翔飞行器摆动式机动突防弹道设计》，航空学报，2011%算法有两个控制量：攻角和倾侧角，攻角只是起辅助作用，主要还是倾侧角的设计%由于倾侧的发生导致维持平衡的升力发生变化，由此攻角需要随之变化%可见，倾侧角是起主动控制的作用，而攻角则是被动响应%论文没有给出攻角的具体表达式（不影响仿真结果），此处仿真也没有体现%论文第四部分，约束条件的处理，在后面的

源代码共3个独立的m文件，包括俯仰平面、偏航平面以及三维空间的最优导引。当初编程的时候直接编三维空间，程序老是得不到正确结果，于是化繁为简，先编两个平面程序然后综合。在综合得到三维空间程序的时候，又出现问题，主要是俯冲平面角度定义问题，不能直接使用俯仰平面角度定义%陈克俊，刘鲁华等，远程火箭飞行动力学与制导，P335，最优再入机动末制导方法%国防工业出版社，2014年

%参考文献：《大攻角导弹非线性动态自动驾驶仪研究》，现代电子技术，2011%原文式（21）中k6和k8的表达式写错了，修正后的表达式见本程序第76和78行%原文第（22）～（24）式错误，实际上（21）式才是指令舵偏角，根据式（6）计算实际舵偏角%原文式（6）中舵机固有角频率为150rad/s，此处改为1000rad/s%由于原文没有给出具体参数，仿真结果与原文有一些不同，但基本能

%参考文献：《攻击时间控制的动态逆三维制导律》，哈尔滨工程大学学报，2010%编程难点：视线坐标系与参考坐标系间的转换关系一、采用本文方法结果二、偏航通道采用增广比例导引律