针对目标机动能否逃脱导弹攻击的判断问题,根据比例导引法弹目相对运动方程组分析了目标机动逃脱导弹攻击的条件,推导了目标法向过载与导弹最大需用过载间的关系,建立了目标机动导致比例导引导弹脱靶判别的数学模型,运用该模型对算例进行了仿真与分析,仿真结果符合机动逃脱的运动学一般规律,说明该模型可以用于对抗仿真系统中飞机能否机动逃脱的判据。
回答式欺骗干扰和高重频堵塞干扰是激光有源干扰的两种主要方法。文中设计了一种首/末脉冲制导可切换的激光四象限制导电路,用以验证这两种干扰方法的有效性和末脉冲制导方法的抗干扰性能。该四象限制导电路的制导方式、时间波门和制导编码等参数在线可调,电路动态范围138.47dB,波门宽度为典型20µs时最大采样保持误差0.24%。
为了搭建远程巡航导弹远程操控关键技术的验证环境,基于局域网对远程操控数据链进行通道仿真研究。紧紧抓住与远程操控相关的数据链传输内容、带宽和延时特性,采用软件高精度定时技术和局域网流量控制技术,从应用层建立数据链仿真通道。数据链通道仿真效果表明,该方法可以较好满足图像压缩传输实验等需求。
冷发射方式下导弹出水姿态在各种因素的作用下运动规律难以描述。通过神经网络建模及算法训练,从神经网络结构、学习算法具体步骤及仿真计算流程三个方面进行了详细阐述,建立了这一问题的解决方案。仿真验证表明,这一模型预测的数据准确性高,而且计算方便。其在水中段的弹道计算、潜艇操纵及发射条件制定等方面具有较高的应用价值。
为开展非对称涡主动流动控制技术在战术导弹气动设计领域应用研究,采用有限体积法求解N-S方程,数值模拟了导弹和微型扰流块的超音速耦合流场。结果表明:体积微小的扰流块能使导弹产生非常可观的侧向力,同时,对导弹其它气动特性影响很小。这为利用“开-关控制”的微型扰流装置对导弹进行飞行姿态控制,提高侧向机动能力提供了理论依据。
为利用星光观测在线估计弹载光纤陀螺捷联惯导(FSINS)的陀螺零偏、标度因数和安装误差,并依据估计结果对导航参数进行补偿,设计了基于旋转弹体的FSINS误差分离方法,推导了误差估计的状态方程和观测方程,设计了UKF滤波器,并在星光姿态确定的不同动态误差条件下进行了仿真,结果显示该方法能较好的估计陀螺零偏常值漂移、标度因数误差和安装误差,表明了方法的正确性,也说明了误差估计效果与星敏感器姿态确定精度的关系。
舰载雷达系统包含的舰载雷达数量多、类型不一而且分布密集,在反辐射导弹(ARM)反舰作战时,对不同类型的捕捉能力决定了ARM的制导和命中精度。根据舰载雷达的工作方式、辐射信号空间分布特点和ARM导引头信号分选机理,建立了ARM对舰载雷达系统的攻击模型,该模型可用于求解ARM对不同舰艇各型舰载雷达的捕捉概率。仿真结果表明,在采用随机工作方式下,ARM难以捕捉发射功率相对小、但波束稳定的制导雷达,而对搜索周期短、发射功率大的舰载搜索雷达有较高的捕捉概率。
为了能够对再入大气层机动目标进行有效拦截,文中基于预测遭遇点的思想设计出一种有效的制导控制一体化算法。首先对弹目相对运动及其他关键环节进行建模并进行模型分析,将问题化为常见的状态方程形式,并对文中所提出的设计思路进行说明;然后利用反演控制理论进行制导控制算法的推导并进行稳定性分析;最后的仿真结果表面,所设计的制导控制算法能够很好的对目标弹进行拦截,并且伪指令的跟踪效果也很好。
文中通过对CS-Jerk模型中的参数以及卡尔曼滤波的分析,提出了一种改进的CS-Jerk模型目标跟踪算法。该算法根据量测新息及其变化率,通过模糊推理机制自适应的调整“当前”统计Jerk模型的机动频率,接着利用强跟踪滤波器对运动模型进行滤波来弥补卡尔曼滤波器的不足。仿真结果表明,提出的改进CS-Jerk模型目标跟踪算法显著提高了原CS-Jerk模型在不同机动模式下对高机动目标的跟踪精度,验证了算法的合理性和可行性。
研究助推滑翔飞行器发射诸元计算方法。助推滑翔飞行器的发射诸元计算方程组为欠定方程组,文中基于发射诸元对飞行轨迹的影响分析,提出了助推滑翔飞行器诸元计算策略,将欠定方程组分解为多个恰定方程组,然后运用牛顿迭代模拟打靶法设计了助推滑翔飞行器发射诸元计算算法。最后,实际算例表明文中设计的助推滑翔飞行器发射诸元牛顿迭代模拟打靶算法是可行的。
研究格斗型空空导弹实现前向越肩发射的导弹设计问题。导弹具备快速转弯飞行能力是实现越肩弹道的基础。针对前向越肩发射方式技术特点,文中从飞行平台要求、推力曲线设计、启控时间优化以及转弯控制方式等方面进行分析,通过数学建模与仿真,提出了简单实用的转弯控制方法,得到了实现越肩弹道飞行能力导弹的需用过载和转弯角速率等关键总体指标。研究结果对先进格斗导弹系统设计具有参考价值。
基于典型的非线性系统的鱼雷航向控制存在不确定性因素,尝试提出基于RS-Chaos-LSSVM的航向控制方案。Chaos在线优化LSSVM模型参数,确保控制的精度。为提高控制的实时快速性,采用RS理论消除冗余信息,用约简后的规则集对Chaos-LSSVM模型进行训练控制,满足较好的快速性;RS-Chaos-LSSVM与RS-LSSVM控制器仿真表明,该方法提高了鱼雷航向控制的实时精确性,且对于海流海浪干扰具有良好的自适应抗干扰能力。
针对某型导弹火控系统部件多,结构复杂,测试困难等问题,文中采用开放式平台结构,设计了以PXI总线为平台的自动测试系统,实现了导弹火控系统的自动测试,完成了对导弹火控系统各部件的状态检测、故障模拟、故障诊断与定位。实践表明:该系统具有易操作、测试精度高、便于扩展等优点,具备一定的通用性,提高了测试的效率。
采用AUTODYN-3D软件对横向效应增强型侵彻体(PELE)侵彻金属靶板的过程进行数值模拟。通过分析不同转速和着速下PELE弹丸的剩余速度、靶板扩孔直径、破片的质量-数量分布和破片飞散角情况,得到PELE弹丸的横向效应随转速和着速的变化规律。研究结果为PELE弹药转速和着速的设计提供参考。
为探讨不同靶板类型时杆弹头部形状对侵彻行为的影响,对几种头部形状杆弹进行了数值仿真。研究表明:靶板为4340钢且入射速度较小时,杆弹头部形状对侵彻行为有一定的影响,最优头部形状是半球形,速度较大时,头部形状只在开坑阶段对侵彻行为造成影响,对弹体的最终侵彻效率影响并不大;靶板为混凝土时,头部形状对侵彻行为有很大的影响,卵形头部弹体的侵彻能力明显强于其它两种头部形状的弹体;并对其影响机制进行了深入的研究。
为了研究十字形降落伞-子弹药系统的气动特性,对降落伞-模拟子弹药系统进行了数值模拟。分别建立降落伞及模拟子弹药的流体力学数值模型,结合动力学方程,给定初始速度,采用变时间步长,设置速度每变化一定值为一个求解点,得到伞衣打开时间以及伞-弹系统从不同高度抛撒后的稳定落速、阻力特征和所经历的时间等。结果表明,十字形降落伞-模拟子弹药系统在不同高度下拋撒达到稳定落速时的阻力特征及所经历的时间基本相同。
分析了JH2强度模型的局限性;使用Autodyn程序,采用SPH算法,基于JH2模型和Rankine模型的复合强度模型,对陶瓷靶的冲击破坏进行了数值模拟。结果表明,复合强度模型较全面地描述了陶瓷材料在冲击荷载作用下的破坏机制,采用复合强度模型可很好的模拟陶瓷靶的冲击破坏形态。
利用ANSYS-LS/DYNA3D有限元软件对弹体侵彻混凝土靶板进行三维数值模拟,得到了靶内弹道破坏特征及弹体运动轨迹,并分析侵彻速度和加速度与时间之间的关系,与试验结果比较,该现象与仿真结果基本一致。结果表明:有限元软件能较好的演示混凝土的破坏过程,揭示试验中无法观察到的现象,预估斜侵彻弹体的侵彻深度及方向偏转。
基于瞄准式战斗部的最佳起爆方位的研究实质上是对随动系统的方位和俯仰角的研究。主要研究了弹目交会参数对最佳起爆方位的影响,建立了瞄准式战斗部最佳起爆方位的计算模型。通过仿真计算了不同交会条件下俯仰角和方位角的变化趋势。研究表明,最佳起爆方位必须与弹目交会参数相匹配,才能提高引战配合效率。
目前靶场主要依据“GJB3197炮弹试验方法”对榴弹进行破片飞散特性试验,由于建靶材料和布靶方式的局限性,球形靶试验方法只适用于口径155mm以下的弹药,不能对大当量杀伤战斗部进行测试。通过分析球形靶试验原理和战斗部的理论飞散特性,改变建靶材料,以钢板靶代替松木靶,采用矩形靶、L型靶布靶方式,实现了大当量杀伤战斗部的破片飞散特性测试。该方法遵循球形靶试验原理,已用于靶场测试和评估大当量杀伤战斗部破片飞散特性。
针对攻角影响战斗部侵彻效应问题,利用LS-DYNA3D非线性动力学仿真软件对单一动能战斗部在攻角条件下侵彻混凝土靶、随进战斗部在攻角条件下侵彻预置侵孔混凝土靶的过程进行了数值模拟,从剩余速度和剩余动能的角度探讨了攻角对战斗部侵彻效应的影响特性。结果表明,攻角会降低战斗部的侵彻效应,尤其会降低随进战斗部的侵彻效应,攻角为3°时,单一动能战斗部的侵彻效应降低约5%,随进战斗部的侵彻效应降低约7%。
鉴于我军弹药保温时间过长,为了准确得到弹药保透所需时间,对弹药保温展开试验研究。利用传热学理论对弹药保温过程中的传热特性进行分析,建立弹药保温传热学模型,通过试验得到弹药温度场分布与保温时间的关系及弹药保透所需时间。结果证明了现行军标规定保温时间确有很大压缩空间。
弹丸膛内运动过程中,将其前定心部和膛壁碰撞的恢复系数看成定值,不能真实反映弹丸运动过程。实际上,恢复系数是随前定心部撞击膛壁的速度而变化的。通过对弹炮模型简化成的单球碰撞系统进行有限元仿真,得到恢复系数随前定心部径向速度变化的函数关系。将上述关系应用于弹丸膛内运动的数学模型,计算结果与测量结果基本一致,因此考虑恢复系数的变化具有一定的合理性。
为了研究双层药型罩内外层材料特性对破甲威力和成型的影响,文中通过试验和数值模拟研究方法,初步得出了药型罩内外层密实性、延展性、强度、熔点对双层EFP破甲威力的影响规律。研究结果表明:外层使用密实性偏小、延展性好、强度低的材料,而内层使用密实性大、延展性好的材料有利于提高破甲效果。试验结果与模拟结果比较相符。
为降低制导误差,文中提出了运用地磁传感器对灵巧弹药进行滚转估计的方法。定义了3个坐标系,通过弹体动力学特性和坐标变换得到了系统模型和测量模型。运用无迹卡尔曼滤波器(UKF)进行解算,避免了线性化误差的引入和PF的粒子点退化问题。仿真结果表明:该方法能很好的计算出弹体的滚转角姿态,误差在允许的范围内,有较高的应用价值。
为了分析在逆序起爆方式下,炸药装药量对大锥角药型罩形成聚能射流的影响。利用LS-DYNA有限元分析软件,分别对装药长径比为0.4D、0.5D、0.6D、0.7D、0.8D5种装药结构进行计算及分析。研究表明:大锥角药型罩在逆序起爆结构下可以获得高速细长的射流;并且增加装药量对聚能射流的速度以及成型没有太大影响;在0.4倍口径装药结构下,仍然能够获得高速细长大炸高的聚能射流。
为了解长径比及着靶姿态对钨柱破片极限贯穿速度的影响,在试验基础上,通过仿真研究不同长径比下,钨柱(23g)侵彻10mm厚的40Cr靶和均质装甲钢的极限穿透速度随着靶姿态的变化情况。研究结果表明:长径比和着靶姿态是影响极限贯穿速度的重要因素,在一定重量条件下,当长径比为0.8,着靶姿态对极限贯穿速度的影响较小,当长径比大于1.2,着靶姿态对极限贯穿速度的影响非常明显。这一结论为破片战斗部设计提供重要的参考依据。
为了研究杀伤破片场的分布规律,采用ALE方法对预制破片战斗部在空气中的爆炸效应进行了数值研究。建立单层离散破片的战斗部有限元模型,对压力场的分布规律、破片的飞散特性进行了数值计算,并根据模拟结果拟合了破片的分布密度函数。计算结果与实验结果一致性很好,表明:采用该方法模拟预制破片战斗部的破片飞散过程具合理性和有效性。
为研究高速杆式动能体对多层靶板的侵彻毁伤过程,运用ABAQUS软件对杆式动能体侵彻多层靶板过程进行数值模拟,仿真得到不同初速的杆式动能体侵彻多层靶板历程、杆式动能体在侵彻过程的破损情况以及剩余速度。结果表明:动能体的磨损导致动能体速度降低程度先小后大,且初速高的动能体穿透相同的多层靶板后侵蚀现象更加严重,这将降低动能体的侵彻后效。
为确定先进旋涡燃烧室前后钝体结构参数的最佳匹配关系,运用数值模拟方法对不同钝体结构参数影响下的燃烧室冷态流动进行了研究。结果表明,模型I中的钝体布置方式具有较好的流动特性,且当钝体结构参数当量比为H₁/H₂=0.7、S/H₁=0.6时,凹腔内旋涡稳定性高,燃烧室总压损失系数小;AVC结构参数的选择不能完全照搬TVC稳定驻涡形成结构关系式,需要区别对待。
文中以固体火箭推进剂包覆层材料————端羟基聚丁二烯(HTPB)为研究对象,试图得到判定其半固化状态的方法。首先,用红外光谱仪获取包覆层不同固化时间的红外谱图;然后用经验模态分解方法(EMD)结合阈值处理对光谱进行数据处理;最后选取谱图中合适的特征基团与参比基团,分析其透光率比值在包覆层固化过程中的变化规律,得出实验结果。结果表明固化温度为20℃时,透过率比1.42~1.54为半固化状态,固化温度为60℃时,透过率比2.32~2.41为半固化状态。
为了寻求喷管最佳扩张比,以提高固体发动机总体性能,结合发动机设计理论和工程设计方法,借助数值计算和编程工具,提出了以固体发动机的冲质比为目标函数的喷管扩张比寻优算法,并建立相应的数学模型。结果表明该算法能快速获得最优解,使发动机冲质比达到最大。该算法合理可行,实用性好,完善了固体发动机设计方法,也为后续研究拓展了思路。
在固体火箭发动机喷管内采用燃气导流片技术,可以使火箭绕其纵轴旋转。文中建立了喷管内燃气导流片流场数值分析的数学和物理模型,通过数值仿真分析了导流片产生导转力矩的原因及其结构参数对火箭导转特性的影响,并采用高速旋转试验和外弹道飞行测试试验结果与理论计算结果进行比较,结果表明火箭最大转速的理论计算结果和试验结果一致性较好,从而验证了燃气导流片数值模型的可靠性。
针对制导侵彻炸弹落角约束增强毁伤效果的要求,提出了带落角、攻角约束的末端最优成型弹道方案。通过对飞行控制系统应用分析,设计了保证炸弹末端攻角收敛的攻角控制算法。利用数学仿真,研究了不同重力补偿程度对制导效果的影响;检验了在低空、高空投弹和不同期望落角条件下弹道成形方案的制导效果。仿真结果表明了当制导侵彻炸弹攻击静止目标时,采用常规重力补偿末端弹道成形方案具有较强的有效性和实用性。
为了研究超空泡运动体水平面运动特性,将六自由度运动解耦,建立了有倾斜无侧滑的运动方程。考虑重力稳定方案情况下,分析了超空泡运动体的受力特性。提出两种水平面机动控制力产生方案,一是两自由度空化器方案;二是倾斜转弯方案。研究表明,采取重力稳定方案时,能保证运动体姿态及水平面弹道在扰动下不发散且以较小的幅值周期振荡。两自由度空化器的机动控制力产生效率高于倾斜转弯方案的效率。
通过对弹丸外弹道计算方法的分析,针对在弹道计算过程中,很难预知弹丸实时的飞行姿态的问题。文中应用空气动力学软件对弹丸空气动力仿真分析,得到了不同马赫、不同攻角下的动力参数,形成离散数表。再由运动学软件对弹丸整个飞行过程模拟计算,直观地得到了弹丸在整个外弹道的稳定性情况、飞行轨迹及各弹道诸元。与实验数据相比较,误差不大,验证了分析的正确性,为复杂的弹丸外弹道模型计算提出了新的方法。
基于结构重叠网格技术,采用有限体积方法求解带有k-ε湍流模型的Navier-Stokes方程组,对不同挂位(弦向、展向及垂向)外挂物绕流流场进行数值模拟,通过对结果分析发现:不同挂位的外挂物气动特性各有特点,如,沿不同弦向同一攻角下侧向力相差不大,而法向力却差异明显;展向位置对侧向力影响较大,沿翼展向向外侧向力增大;沿垂向远离载机使得干扰变弱,各气动参数变小。
由于水下航行体发射管内的流场非常复杂又不宜于测量,因而很难得到航行体发射过程中的流场分布情况。文中的主要目的是数值模拟水下航行体在发射管内的运动规律和压力分布。通过工程计算的方法得到了水下航行体在发射管内的运动曲线,在此基础上利用Ansys软件的Flotran模块动网格技术对发射管内流场进行了实时仿真,得到了航行体表面的压力分布。
为提高弹箭射击密集度,采用增阻环进行纵向距离修正。用Fluent软件对3种头部形状的榴弹进行仿真,结果与风洞实验对比,两者得到的阻力系数变化规律相同,验证了模型及模拟软件的正确性和可靠性。进一步仿真分析阻力环在不同安装位置对空气动力特性的影响以获得对应的阻力系数。建立一维弹道修正弹数学模型,用VC++6.0编写弹道程序,并对阻力环机构在弹道不同位置作用时对应的射程修正量进行计算与分析。
在总脉冲量恒定的前提下,对影响末段弹道修正弹落点修正效果的主要脉冲参数(包括启控时间、总脉冲数、最小点火时间间隔、点火阈值)进行了详细分析。以正交试验设计为数学工具,对多因素、多水平组合的脉冲参数优化进行了深入研究。数值仿真表明,基于正交试验设计的末段弹道修正弹脉冲参数优化是可行的。
为克服传统滤波法在去除高斯噪声时存在的不足,研究了一种基于平移不变小波变换的图像高斯噪声滤波算法,分析了小波分解函数、阈值系数及平移间距对滤波结果的影响。仿真试验表明,文中算法能够在去除噪声的同时较好的保持图像边缘,同时,峰值信噪比也较均值滤波法、小波软阈值和硬阈值等方法有所提高,是一种有效的高斯噪声图像滤波算法。
动基座条件下捷联惯导系统由于动态环境的影响,采用传统的解析法进行粗对准会出现较大误差,针对这一问题,通过捷联惯导比力方程变形和引入辅助速度信息,提出了一种基于广义解析法动基座粗对准方法。进行了动基座条件下的仿真,在粗对准时间不大于200s的情况下,方位角对准精度达到了0.357°,水平角对准精度0.006°,满足进一步采用线性滤波方法进行精对准的要求。该方法算法简单,计算量小,精度高,具有一定的工程应用价值。
为了解决雷达信号脉内调制方式的自动识别问题,提出了一种简单实用的调制类型识别方法。通过对比不同脉内调制信号的特性,运用3dB带宽测量,时域累加,时频变换的方法,能够快捷的识别出常规雷达信号、BPSK信号、QPSK信号、FSK信号、LFM信号、NLFM信号六种不同雷达信号。仿真结果表明,该方法具有较高的识别概率。并且通过FPGA实现,验证了该方法的有效性和实用性。
针对运动圆柱体入水冲击问题,应用结构振动学理论及相关求解方法,研究了圆柱体在垂直入水时与水面发生碰撞瞬间轴向受到水面冲击载荷作用时的振动响应,建立了数学模型,并利用动力学仿真软件对其入水过程进行了仿真计算,同时与试验数据进行了对比分析,验证了解析法的正确性。结果表明圆柱体材料弹性模量、截面积、质量和长度对其响应有很大影响,使用文中所采用的解析法可以计算运动体轴向撞水瞬间的振动响应,可为空投入水弹药壳体设计提供理论参考。
加速度计的安装误差对无陀螺惯性测量单元的精度影响十分显著。分析了一种典型的九加速度计配置方案,针对其构型特点,讨论了加速度计的安装方向和位置误差,给出了标定方法和误差计算公式,采用总体最小二乘法求解其中的超定方程,并设计了补偿方案。仿真试验结果表明该补偿方案将角速度解算误差的均值和方差均减小2个数量级,消除89.5%的东向导航误差。
目前应用广泛的方向定位算法往往忽略观测点误差。Vaghefi等人将基于极大似然法的多点方向定位方法进行了扩展,将观测点位置误差引入模型,有效提高了优化模型的精度;但是该模型没有考虑观测点和目标之间的几何关系约束。文中将等式约束条件引入优化模型,并利用SQP优化方法进行优化计算,简化了Hessian矩阵,推导出其他参数的解析解,由于考虑了几何约束关系,仿真结果表明新模型相对极大似然模型能更加准确的修正目标和观测点位置。
无人机载MIMO-SAR利用多通道空间并行采样的优势可实现高分辨成像,但不可避免的存在运动误差的问题,文中针对具有运动误差的无人机载MIMO-SAR成像进行研究,提出了基于运动误差补偿的MIMO-SAR成像方法。主要通过对回波信号误差模型的分析,将运动误差分解为依赖于距离和不依赖于距离的两部分,然后利用两步运动补偿技术对MIMO-SAR回波数据的运动误差项进行校正,从而有效消除运动误差实现准确成像。最后的仿真实验验证了所提方法的有效性。
Virtools虚拟视景设计的难点在于半实物接口的设计。为解决这一难点,基于VirtoolsSDK,通过调用相应的应用程序接口函数(API)创建自定义通信行为模块(BB),实现实物系统与虚拟视景间的通信。利用VirtoolsSDK回调函数实现半实物接口开关逻辑的正确控制。最后将开发的通信模块整合到虚拟训练系统中,经测试达到了预期的要求。测试结果表明基于VirtoolsSDK开发半实物接口的方案可行。
分析了用于石英挠性加速度计的数字闭环检测系统的控制算法,为满足数字闭环加速度检测电路的需要,设计了数字控制系统。与传统的模拟闭环检测系统相比较,采用全数字处理能够提高系统的检测精度。首先,提出了系统的数字闭环模型,然后对其中所用的纯积分控制器和改进的控制器进行了详细的分析,最后通过实验验证,得出控制算法可行有效且能够极大提高系统带宽的结论。
针对模拟射击不规则目标的效能评估问题,提出了一种基于目标实物图片进行蒙特卡罗模拟的新方法,该方法通过统计分析射击前后目标实物图像像素点的变化,结合蒙特卡罗方法,计算模拟射击的命中概率。研究了基于实物图片运用像素点法进行效能评估的步骤,并在Matlab软件环境下,通过实例分析进行了仿真验证,仿真结果充分说明了该方法的可行性和便捷性。
为提高脱靶量测量的数据录取率,降低试验成本,结合雷达光电经纬仪设备特点,提出了一种单站测量方法。首先,根据雷达双频测距原理和辅助解模糊法,建立了靶标的距离信息处理方法。然后,给出了单站脱靶量计算模型。最后,分析了测量误差对脱靶量精度的影响。分析结果表明:设备系统误差可以相互抵消,典型条件下测量精度优于1m,可以满足脫靶量测量要求。
阐述了弹用导电丝束相间引弧发生、发展的物理过程、作用机理及其自持放电判据,给出了弹用导电丝束引弧性能优劣的影响因素与条件,通过高压、小容量条件下试验获得了几种改性碳基丝束和玻璃纤维丝束的引弧特性U-d曲线,为测试、评价弹用导电丝束引弧性能的优劣提供了一种有效、可靠及经济的方法。
针对毫米波探测器识别地面目标时的强地杂波问题,在正交判别邻域保持投影(ODNPP)的基础上,提出正交判别邻域Hessian投影(ODNHP)算法。ODNHP在正交化约束和判别信息的基础上,利用样本的切空间坐标构造Hessian二次型矩阵,实现目标函数的优化。将ODNHP分别与NPP、ONPP和ODNPP进行了毫米波地面目标识别仿真实验,结果表明,ODNHP降低了杂波的影响,在较低的维数下实现更高的识别率。
