气锤冲击作用下含螺栓连接组合结构加速度响应研究

为了获得组合结构在高过载环境中的加速度响应规律,进行了气锤过载冲击实验,得到带螺栓连接组合结构不同位置的加速度响应,并使用AbAqUS有限元软件对实验动态冲击过程进行仿真研究,验证了数值仿真的可靠性。利用验证的有限元模型对高过载环境中螺栓预紧力、气锤冲击速度对组合结构不同位置加速度的影响进行仿真分析。结果表明螺栓预紧力较小时,组合结构对加速度“削弱”明显,当1#和2#位置螺栓预紧力达到10 kN和15 kN 时,组合结构对加速度“削弱”作用减小并趋于稳定;初始冲击速度增加,相邻位置加速度差值增加,差值基本呈线性关系,斜率分别为0.02566和0.01357。以上结论为实际工程应用抗过载设计提供参考依据。     

基于末段修正迫弹命中概率的射角优化

为提高激光半主动末段修正迫弹的命中概率,提出了优化发射角的方案。建立了激光导引头目标捕获概率模型和命中概率模型,以发射角为优化变量,以命中概率和平均落点偏差为目标函数,采用功效系数法求出最优射角。通过蒙特卡洛法进行模拟打靶和仿真计算,将优化前后的结果进行对比。分析结果表明,优化射角的方案可使末修迫弹命中概率提高10%以上,对激光半主动末段修正弹的射表编制具有重要意义。     

捷联激光探测器组合GPS测量弹丸滚转角方法

针对激光半主动末段修正弹滚转角解算的问题,提出利用捷联激光探测器与弹载GPS组件的测量信息求解弹丸滚转角的方法。以理论计算得到的非滚转成像面上的目标成像点作为空中姿态对准的基准,结合激光探测器成像面上目标实际成像点,推导得到弹丸滚转角计算公式。利用蒙特卡洛模拟法仿真计算,分析弹丸在不同发射角下弹丸位置误差、速度误差和激光探测器测量误差对弹丸滚转角解算精度的影响。仿真结果表明：该方法对滚转角解算误差最大不超过4°;3种误差中,激光探测器测量误差对滚转角解算精度的影响最大。该方法满足精度和实时性要求,适用于低速滚转的激光半主动末段修正弹。     

隔转鸭舵式弹道修正弹双旋通道参数辨识

双旋弹概念为旋转稳定榴弹的智能化改造提供了新思路,解耦后前后级之间通过执行机构进行控制。为实现对控制内回路的高效设计和分析,建立双旋通道的动力学模型。该模型以准静态气动力和改进形式的LuGre摩擦之间的匹配关系预测鸭舵的运动。通过瞬态数值计算和动态风洞试验获取气动力和摩擦的时域数据,利用最小二乘方法对模型的参数进行估计。研究结果表明：鸭舵的侧向力和滚转力矩分别受到相位角和滚转速率的影响,准静态气动力的估计精度在4× 10^-3以内;前后级之间的摩擦是轴向力和相对转速的函数,改进的LuGre模型对摩擦的估计能够满足工程需求。飞行试验中双旋参数的测试结果验证了双旋模型在全弹道过程中对鸭舵运动预测的可行性,为双旋修正弹的工况预测和控制系统设计提供了分析方法。     

适用于复杂场景的多目标跟踪算法

在视觉目标跟踪应用中,传统算法在光照变化、阴影、遮挡和背景运动等复杂环境下面临着鲁棒性较差的问题。针对上述问题,首先在局部二进制类型(LBP)背景模型基础上,提出了自适应像素距离阈值编码的背景模型(ST-LBSP)克服阴影和光照变化对目标检测的影响;其次,为了克服遮挡、背景运动等问题,计算图像块之间的最小像素距离和图像块和目标历史数据之间的标准化差值平方和距离,依据距离信息对图像块进行整合;同时,对整合后的图像块,计算其光流矢量、区域内差异性和区域间差异性,对图像块进行分割;最后,采用结构化的支持向量机设计多目标跟踪器,实现了鲁棒的视觉跟踪。基于标准数据集的实验结果显示,该方法具有较强的鲁棒性和较高的跟踪精度。     

隔转鸭舵式弹道修正弹气动力工程模型与辨识

修正弹的气动力可表示为外形和飞行状态的函数,其模型直接影响动力学系统求解的准确性。在风洞试验数据的基础上,建立适用于隔转鸭舵式弹道修正弹的气动力工程模型。模型综合考虑复攻角和鸭舵相位角的复合效应,并利用最小二乘方法对修正弹阻力、升力、侧向力以及俯仰力矩的工程模型进行参数辨识,模型预测结果得到了计算流体力学计算的验证。结果表明：鸭舵的诱导阻力较小,小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3.3%;在攻角和鸭舵相位角的综合影响下,升力表现为正弦特性,侧向力在鸭舵相位角为180°时会出现二次正弦叠加现象。气动力模型为隔转鸭舵式弹道修正弹的飞行特性分析奠定了基础。     

高速弹丸二维近距跟踪摄影方法建模仿真

研究了一种利用2个伺服电机控制一面可旋转的反射镜进行二维跟踪摄影的方法.对二维近距跟踪摄影的原理建模,举例进行了仿真,分析了在不同拍摄距离及不同射角条件下伺服电机角加速度的变化规律,举例分析了定位误差的影响,对跟踪的初始加速方式进行了探讨.验证了二维跟踪摄影的可行性,得到100m摄距为最佳拍摄距离,此时水平跟踪拍摄范围可达200 m,满足误差要求并可在任意射角下拍摄.     

单列光源反射式光幕靶检测弹着点

为了降低弹丸着靶点检测的成本,提出了一种新的弹着点检测原理。采用单列光源,经两面条形表面反射镜反射后,形成"Z"型的三道光幕,用于实现对弹丸等飞行目标的测速及定位。弹丸的速度和着靶点水平方向的坐标可以通过对时间的测量得到,弹丸着靶点竖直方向的坐标可以通过单列光探测器获知。文中对检测原理进行了研究,对光源、探测器、信号特征、有效测试区域、射频测试能力等进行了分析,并在桌面进行了原理性试验。高速摄影机拍摄的小球坐标与"Z"型结构测量出的坐标相对位置误差为0.1～1mm,传统区截靶法与"Z"型结构测量出的小球速度相对测速误差为0.02%～0.2%,说明基于反射镜的"Z"型结构在定位和测速方面的应用具有可行性,提出的方法具有结构简单、解算方便、节省成本的特点。     

自抗扰PID四旋翼飞行器控制方法研究

针对传统PID控制算法不能很好地适应非线性被控系统、鲁棒性较弱、抗扰能力差等缺点,提出了一种基于传统PID控制与自抗扰控制结合的四旋翼飞行器控制方法。在传统PID控制器的基础上,对飞行器姿态解算过程中的不确定因素和外界干扰予以实时的观测和补偿。最后在Simulink中分别搭建传统串级PID控制器和自抗扰PID控制器的仿真模型,通过分析仿真结果得出自抗扰PID控制器的响应时间比传统串级PID控制器快约30%,稳态误差较传统串级PID控制器降低约15%,超调量降低约20%。由此得出自抗扰PID四旋翼飞行器控制方法能够很好地适应四旋翼飞行器非线性系统,达到抑制外界干扰以及补偿系统控制误差的效果。     

基于位置敏感探测器的组合导航技术研究

为了减小现有小型旋翼类无飞机飞行过程中卫星/惯性组合导航系统的制导误差，提高其导航系统定位精确度，提出2维位置敏感探测器激光制导与机载卫星/惯性组合导航系统结合的新型导航系统方案。该系统利用1064nm红外脉冲激光作为引导光源，采用中间飞行段卫星/惯性导航、末端飞行段激光照射制导结合的方式，进行了理论分析和对比实验验证。结果表明，在室外飞行环境和室内强、弱、正常光照飞行环境下，该系统始终保持较高的定位精度和结果一致性；相对比其它现有制导方式，该系统的探测频率始终保持5kHz、定位精度始终保持其圆形概率误差处于0.10m数量级，取得了较好的定位实验结果。该系统具有鲁棒性强、电路简单、探测灵活、高速精确的特征，对无人机末端制导具有重要意义。