非线性系统中的机动目标跟踪算法

对于非线性系统中的机动目标跟踪问题 ,首先针对“当前”统计模型的缺陷提出了一种修正算法 ,然后应用转换测量Kalman滤波算法进行跟踪。仿真结果表明在非线性观测条件下 ,算法明显提高了对弱机动和非机动目标的跟踪性能 ,同时保持了对强机动目标的高性能跟踪     

基于"姿态矩阵"量测的机载导弹传递对准技术

"速度+姿态"量测匹配方案是目前比较理想的机载导弹传递对准技术.采用"姿态"量测时存在矩阵计算量大等缺点,在具体工程应用时更会受到计算机速度的限制,尤其是需要快速进行卡尔曼滤波计算时.引入了一种与"姿态"量测具有相同特点的"姿态矩阵"量测方案,设计了快速对准卡尔曼滤波器,并进行了仿真分析.结果表明是一种具有工程意义的实用快速传递对准技术.     

压力测量膜片的形变计算

电容式压力传感器测量膜片的形变,决定了计算压力测量环节中电容值的数学模型.介绍了测量膜片形变方程的建立、推导并对压力测量膜片在不同载荷下的形变特性进行了分析和计算,克服了原有测量膜片形变规律的错误模式.     

星箭分离相对位姿摄影测量方法

提出一种基于视觉的星箭分离相对位姿测量方法。在相机内参数已知的情况下,将相机安装于运载火箭,并在卫星上固连不少于6个合作标志,利用相机对合作标志实时成像;基于单目位姿估计的基本原理,采用高效n点渗透与正交迭代结合的方式解算卫星与火箭之间的相对位姿关系。仿真实验结果、半实物仿真实验结果证明了所提测量方法的可行性和准确性。     

内燃机瞬时转速测量干扰因素分类与仿真

将影响内燃机瞬时转速测量的因素分为调频、调幅和附加波形影响,并得到了在这些干扰下磁电式传感器输出电压波形的理论函数表达式;使用插值计数法分别对3类因素的影响进行了仿真,结果证明了附加波形对瞬时转速测量计算的影响最大,调频干扰次之,调幅干扰对其几乎没有影响.     

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°。     

滑模变结构控制的月球着陆舱姿态控制系统设计

在我国的探月计划中,要实现月球探测器软着陆于月球表面.在分析月球着陆舱软着陆段的飞行任务对于姿态控制要求的基础上,基于滑模变结构控制方法,根据实际姿态角和期望姿态角的偏差,给出了线性滑动模态面的切换方程,采用指数趋近律和边界层削抖的方法,推导出期望控制力矩的计算公式.并研究了姿控发动机的配置特点和点火逻辑.给出了由期望力矩计算实际控制力矩的方法.仿真结果表明,该姿态控制系统能迅速地将着陆舱跟踪到期望姿态.着陆舱经过514s飞行,在距月面2 km处将速度减为零,将姿态调整到垂直向下,完成了飞行任务.飞行轨迹比较平滑,具有较好的鲁棒性和自适应性.     

水下爆炸中自由场压力和船体壁压的测量与分析

对水下爆炸中自由场压力的水面截断效应及冲击裁荷与船体相互作用的船体壁压进行了分析,得出了自由场压力的水面截断效应及早期的船体壁压计算近似公式.测量结果表明,球形装药中心起爆后形成的冲击波一般不是一条光滑曲线,而是会有多个振荡峰;当自由场压力测点离水面较近时,测量的自由场压力会出现明显的水面截断现象;船板在水中爆炸冲击渡的作用下产生的运动和变形对水中压力场有很大影响,舰体壁压反射系数与冲击波的入射角度有关.     

两种捆绑火箭弹性振动建模方法对比分析及其对姿控系统的影响

针对长助推和短助推两种类型捆绑火箭的不同模态特点,分析了两者弹性振动建模方法的区别和联系,在此基础上建立了某型固体捆绑火箭姿态动力学新模型,模型中基于有限元法导出了弹性振动方程,基于该模型对箭体复杂弹性振动引起的通道间耦合进行了研究,采用逆Nyquist阵列法进行设计。结果表明,该模型能更准确地反映捆绑火箭纵、横、扭耦合运动特性;新模型三通道之间存在弹性耦合,但耦合矩阵具有对角优势性质,采用逆Nyquist阵列法进行姿控系统设计是有效的,仿真结果表明设计的控制器可行,能够取得比较好的性能。     

小型固体运载器一、二级分离动力学与仿真研究

某低成本小型固体运载器采用侧喷流和栅格舵联合进行姿态控制。针对该布局,设计引入闭环姿态控制的一、二级级间冷分离方案。在描述级间分离过程的基础上,建立了分离运动学与动力学模型,解锁与分离冲量装置模型,气动力模型以及分离姿态控制律模型,讨论了碰撞判断条件,通过Monte Carlo仿真验证了参数不确定条件下分离姿态控制律设计对于避免碰撞和减小上面级初始姿态偏差的有效性。结果表明所设计的分离方案在充分发挥冷分离优势的同时能够弥补由冷分离时间长引起的上面级初始姿态偏差,能够有效避免级间碰撞。为该运载器的级间分离方案提供了一种可能的选择。