运用跑道平面结构化线特征的固定翼无人机视觉导航算法

针对固定翼无人机在着陆阶段的位姿估计的问题,提出运用跑道平面结构化线特征的无人机视觉导航算法。利用单台固连在无人机上的前视相机对跑道区域进行成像,自动提取结构化线特征。在无人机降落前期利用完整的结构化线特征配置解算出无人机的六自由度位姿参数(偏航角、俯仰角、滚转角、纵向位置、横向位置、高度),并在无人机降落到较低高度时,利用退化的结构化线特征(跑道边缘)解算出无人机的关键位姿参数(偏航角、俯仰角、横向位置、高度)。三维实景仿真实验证明,在距离机场200 m处,无人机的距离参数精度小于0.5 m,角度参数精度小于0.1°。     

一种基于单幅跑道图像的无人机降落位姿测量新方法

提出了一种在无人机降落并接近跑道的过程中,在已知跑道宽度的前提下,基于单幅跑道图像测量其位姿参数的新方法.通过分析跑道消影点与无人机位姿的关系,得到消影点的图像坐标与姿态角的关系.依据摄像机共线方程,推导出了无人机位姿与跑道的世界坐标方程系数及像直线方程系数的关系.通过合理假设,对位姿参数进行了简化,求解出无人机降落过程中的位姿状态.仿真实验结果证明,方法易于实现,可满足无人机自主降落导航的应用需求.     

航空母舰载机激光和光电甲板着陆引导系统

甲板着陆引导系统的重要性航空母舰载机要安全可靠地降落在小至长36米、宽6米的运动着的甲板跑道上,谈何容易,它与飞机降落到地面上相比,会遇到许多特殊的困难: 其一,飞机必须对准跑道中线。飞机触舰地点距中线左右偏差必须在3米以内,否则飞机就有可能碰撞停在侧面甲板上的飞机或滑入海中。其二,飞机进场着陆时必须保持10°的降落角(即飞机下滑航路与甲板平面夹角)。在一般海情下,航母本身的晃动角已达10°。如果该晃动角和飞机着陆方向一致,则飞机就可能以高达20°的降落     

基于地基多传感器融合的无人机自主着陆引导方法

针对无人机自主着陆过程中卫星导航系统易被干扰的问题，提出了一种基于地基多传感器融合的无人机自主着陆引导方法。首先采用主动式激光照射的方式，获取机载反射棱镜的近红外成像，在红外图像中对无人机目标进行识别；然后通过坐标转换将识别结果映射到可见光图像中，在可见光图像中选择的感兴趣区域进行可见光目标识别，从而在降低计算量的基础上获得更加精确的无人机相对角度信息；最后利用距离测量信息和引导系统角度信息可以获得精确的无人机相对位置。无人机着陆引导试验结果表明，该方法能够提供精确的无人机位置信息，能有效适应于复杂背景下的无人机自主着陆引导。     

融合地面多传感器信息引导无人机着陆

针对无人机自主着陆过程中卫星导航系统易被干扰的问题,提出了一种基于地基多传感器融合的无人机自主着陆引导方法。采用主动式激光照射的方式,获取机载反射棱镜的近红外成像,在红外图像中对无人机目标进行识别;通过坐标转换将识别结果映射到可见光图像中,在可见光图像中选择的感兴趣区域进行可见光目标识别,从而在降低计算量的基础上获得更加精确的无人机相对角度信息;利用距离测量信息和引导系统角度信息可以获得精确的无人机相对位置。无人机着陆引导试验结果表明,该方法能够提供精确的无人机位置信息,能有效适应于复杂背景下的无人机自主着陆引导。     

反舰导弹主从式协同攻击样式

针对群弹系统执行攻击任务时,从弹按照主从式协同攻击样式跟随领弹实施攻击,利用领弹与从弹的位置信息解算出相对距离和角度,依据相对距离和角度误差的动力学特性,建立了主从式协同攻击样式的非线性数学模型,采用输出线性化理论设计了主从式协同攻击样式的控制律,证明了该控制律及其内动态系统的稳定性.仿真表明,在领弹机动条件下,实现了对从弹的速度和弹道偏航角的控制,从弹能保持与领弹的相对距离和弹道偏航角均快速收敛并稳定到期望值.     

基于磁强计测量的滚转弹药姿态估计

为了实时获得滚转弹药的飞行姿态信息,提出了一种速率陀螺与磁强计组合的姿态测量方案。该方案采用磁强计获得大地磁场强度在弹体三轴的投影及其变化率,结合刚体转动运动模型,利用最优估计技术获得了滚转弹药姿态信息。与单点测量方法相比,最优估计方法综合了测量信息序列,不会出现反三角函数双值失控现象,并可获得更高精度。仿真表明:陀螺无漂移时,俯仰角、偏航角的解算精度小于0.1°;采用低成本陀螺含漂移时,姿态角的解算精度小于0.4°。     

一种基于卡尔曼滤波的动态相对位置解算算法

在舰船海上校飞过程中,测量解算飞机相对舰船的位置会产生一定的误差。采用直接算法在解算中没有对粗大误差和GPS信号缺失进行处理,解算结果误差较大。提出了一种改进的相对位置解算算法。通过仿真实验,从方位角、俯仰角和距离3个方面,对改进算法的解算精度和直接算法的解算精度进行分析比较,仿真结果表明,改进算法能很好的提高相对位置解算精度。     

机载视觉自主着陆过程中的跑道提取方法

跑道直线参数的准确提取,是机载视觉完成自主着陆过程的重要条件.首先在边缘图像的基础上利用相位编组算法,得到当前边缘图像中大量的线段,根据线段之间的角度,端点距离,以及线段两边的灰度均值,设计了一套规则来定量描述线段之间的亲近性,根据亲近值,将处于同一直线上的短线段首尾连接成长线段.取最长的若干条线段待选,再利用跑道区域的先验知识,主要是跑道内外的灰度对比信息,将位于同一条跑道的两条边缘上的线段识别出来.大量的实际图像结果验证了算法的有效性.     

基于Matlab/Simulink的无人机自主着陆过程仿真

为了研究无人机自主着陆过程中高度、速度和飞行轨迹角的变化特性,以提高无人机自主着陆的安全性和精确性,需要对无人机着陆过程进行数学建模。采用模块化设计思想,根据无人机非线性动力学和运动学方程,在Matlab/Simulink环境下建立了无人机着陆仿真系统及其分系统模型。通过仿真分析,该模型能够比较真实地描述无人机着陆过程的特性,为更深入地无人机仿真研究打下基础。     

基于双滑模变结构的旋转靶弹双通道控制

针对旋转靶弹低空飞行姿态难以快速调整以及参数摄动的问题,基于内外环的双滑模变结构方法,设计了旋转靶弹的双通道控制器。基于非线性模型,对靶弹快速变化的攻角和侧滑角以及慢速变化的高度和偏航距离分别设计了一种积分型滑模面,并采用指数趋近律减轻系统的抖振,利用Lyapunov稳定理论证明其稳定性。非线性仿真结果表明,该设计控制方法能快速准确响应控制指令,且在参数摄动时表现出较强的鲁棒性。     

基于数学形态学和支持向量机的跑道检测方法

提出了一种基于数学形态学和支持向量机的跑道检测方法.首先采用Otsu法对原始图像进行全局阈值化处理,并利用灰度形态学边缘检测算法对所得图像进行边缘检测;然后利用Hough变换提取线段,若线段超过一定长度,则判定其所在区域为跑道的候选区域;最后选择8个分量组成跑道候选区域的纹理特征向量,用支持向量机作为分类函数,对候选区域的纹理特征向量进行分类,判别出跑道.实验表明,该算法对跑道定位准确,误检率低.     

半穿甲导弹性能的攻角效应数值分析

利用LS—DYNA软件分析弹体攻角和目标运动对穿甲过程中装药安定性、弹体剩余速度及弹头姿态的影响。在穿甲过程中，弹体速度为300m／s，攻角分别为0°，10°和20°，弹体和目标板选择了考虑应变、应变率和温度效应的Johnson—cook材料模型。结果表明：随攻角的增大，装药局部受力显著增大，弹体剩余速度下降，弹头发生偏转；目标运动使穿甲能力减弱，但目标运动会使装药受到的外力在一定程度上减少。     

载人航天器低空救生仿真

在载人航天器低空救生中,回收系统开伞点的初始状态参数如速度、离地面高度、弹道倾角对返回舱能否安全着陆有很大影响.与正常返回类似,低空救生中的回收系统同样经过多级伞的拉直、充气、全充满等运动过程.通过建立回收系统着陆过程的动力学模型,经过大量仿真对比分析,得到开伞点离地面高度为低空救生中返回舱安全着陆的首要因素,同时对低空救生中回收系统多级伞开伞减速过程有了详细的分析.     

一种舰载机下滑道一致性指示数据产生方法

针对现有航母起降引导系统下滑道真值测量手段过于复杂的现状，提出一种简单的航母起降引导系统下滑道一致性指示数据产生方法，该方法基于着舰引导雷达测距精度、中线电视测角精度较高的特点，利用着舰引导雷达测距信息和中线电视测角信息进行目标位置解算。采取泰勒级数展开法对非线性方程组线性化，并以着舰引导雷达定位结果作为迭代始值，进行迭代运算求取目标位置。通过仿真实验验证该方法迭代次数较少且收敛，相比着舰引导雷达定位方法，具有更高的定位精度。     

基于目标识别的飞机偏离跑道测量技术

为了有效地避免飞机偏离跑道造成的事故,运用目标识别技术,对机场跑道的标线中心线和表示飞机滑跑方向的轮廓线进行了提取,并且进一步测量出标线的方向和飞机滑跑的方向,计算出两者之间的夹角.从而对飞机偏离跑道进行了定量的测量.实验表明,该技术测量的速度快,耗时少,且测量结果准确,能够有效地对飞机在跑道的滑跑情况进行监控,是一种有用的技术.     

基于虚拟飞行仿真的导弹控制系统设计

根据风洞虚拟飞行仿真系统的特点以及试验要求,设计了用于风洞虚拟飞行仿真的模型导弹的俯仰、偏航和滚转通道控制系统。导弹俯仰通道采用了迎角指令控制的三回路闭环控制结构,滚转通道采用了滚转姿态角指令控制的两回路闭环控制结构,而偏航通道采用液压驱动机构来开环控制侧滑角。利用极点配置法设计了俯仰和滚转通道的控制增益。最后通过数字仿真对所设计的控制系统进行了仿真验证。从数字仿真结果可以看出,无论是时域还是频域,所设计的俯仰和滚转通道闭环控制系统均能满足风洞虚拟飞行仿真的要求。     

结合平流层飞艇姿态的太阳辐射强度分布

平流层飞艇上表面太阳辐射强度的分布是影响光伏阵列输出性能的重要因素。为分析平流层飞艇飞行姿态对其上表面太阳辐射强度分布特征的影响,并建立飞艇动力学模型与太阳辐射物理模型交互耦合的计算模型。使用该模型对算例飞艇进行计算分析,量化得出飞艇偏航角和俯仰角耦合变化对飞艇表面太阳辐射强度分布影响的结果,并比较分析了太阳辐射强度受飞艇飞行姿态影响的特性。研究结果可用于指导太阳能电池阵在平流层飞艇上的优化布局和阵列构型。