动能杀伤器侧窗定向机制分析及建模

为了使红外成像导引头能够稳定、精确地跟踪目标,必须保证目标视线始终位于侧窗允许的视场范围之内.本文以美国THAAD拦截弹动能杀伤器导引头为研究对象,建立了目标视线角与弹体前部的动能杀伤器(kinetic kill vehicle,KKV)弹体姿态角之间的联系,根据测得的目标视线的变化及时调整KKV弹体姿态.为了进一步拓展研究思路,使控制量为连续形式的控制方法也能够用于KKV弹体的姿态控制,基于时标分离原理设计了控制器,并利用脉宽脉频调制将连续控制变量转换为离散常值输出力矩.仿真试验表明,当导引头处于跟踪阶段时,所设计的控制律能够使滚转角速度保持为0,滚转角保持不变,而俯仰角、偏航角准确跟踪指令值,整个过程中实现了姿态角的精确跟踪.     

基于磁强计和MEMS陀螺的弹箭姿态探测系统

为解决弹道修正弹箭中捷联式姿态测量系统误差随时间不断积累的问题,设计了一种由二轴磁强计和MEMS陀螺构建的低成本弹体姿态磁-惯性测量系统,利用磁强计测量的地磁信息修正MEMS陀螺解算的姿态角误差. 在此基础上,提出了将两轴地磁信号解算滚转角融入陀螺解算的姿态优化算法,研制的原理样机在二轴转台上进行了测试. 有限的试验表明:在一定条件下,该测量系统可有效抑制陀螺漂移引起的姿态误差,能可靠地用于弹道修正弹箭的姿态测量.      

平方根滤波在捷联寻的制导系统中的应用研究

针对滚转迫弹,设计了基于数字平台的捷联寻的制导系统.应用等效转动矢量法解算弹体坐标系和惯性坐标系之间的姿态转换矩阵,消除了不可交换误差;利用捷联寻的导引头给出的量测信息,设计了捷联寻的制导系统的H∞平方根滤波器,估计出弹目相对运动等信息,用于迫弹的最优比例制导,导引迫弹飞向目标;基于H∞滚转迫弹非线性气动力模型的仿真结果表明,所设计的基于平方根滤波的捷联寻的制导系统能有效地对付机动目标.     

平方根滤波在捷联寻的制导系统中的应用研究

针对滚转迫弹,设计了基于数字平台的捷联寻的制导系统.应用等效转动矢量法解算弹体坐标系和惯性坐标系之间的姿态转换矩阵,消除了不可交换误差;利用捷联寻的导引头给出的量测信息,设计了捷联寻的制导系统的H∞平方根滤波器,估计出弹目相对运动等信息,用于迫弹的最优比例制导,导引迫弹飞向目标;基于H∞滚转迫弹非线性气动力模型的仿真结果表明,所设计的基于平方根滤波的捷联寻的制导系统能有效地对付机动目标.     

融合双轴加速度计与单轴陀螺仪的滚转角测试方法

实时高精度滚转角信息对提高高速旋转弹药制导精度尤为重要。由于弹体纵轴存在高速旋转,若纵轴采用大量程陀螺,则会带来较大的输出噪声,同时不可避免地存在累积误差,导致滚转角测量精度不高。为解决这个问题,提出了一种融合双轴正交加速度计与单轴陀螺仪的滚转角测试方法,纵轴采用大量程陀螺进行滚转角测量,双轴正交加速度计测量横轴和竖轴上的加速度,利用低通滤波提取重力投影测量滚转角,由加速度计得到的滚转角作为观测量,基于卡尔曼滤波（KF）融合两种方式得到滚转角信息,利用加速度计修正陀螺仪从而提高滚转角测量精度。为验证算法的有效性,进行了弹道仿真实验,实验结果表明：在6.68秒的外弹道飞行过程中,单独使用加速度计测量滚转角精度为（RMSE标准）15.58°,单独使用陀螺测量滚转角精度为1.36°,融合算法精度为0.57°,且不存在累积误差。实验表明,该算法具有重要的工程应用价值     

微小卫星姿态确定系统多信息融合滤波技术

采用微小卫星姿态动力学,并针对太阳敏感器/磁强计/卫星导航系统(GPS)接收机多姿态信息融合的特点,提出一种基于融合反馈模式的改进联邦滤波姿态确定方法,各子滤波器只完成量测更新,由主滤波器完成时间更新与预测信息的分配.给出了由四元数描述卫星姿态的误差状态方程和各子系统的量测方程,基于磁强计测量信息,对微小卫星的主要干扰源剩磁进行建模.仿真结果分析表明:基于剩磁建模的姿态动力学模型可有效提高姿态确定的精度;改进联邦滤波算法减少了系统的计算量,保证了可靠性.     

基于锁相跟踪和惯组的旋转弹滚转角估计方法

为解决微惯性测量组合测量旋转弹滚转角的问题,在对旋转弹角运动特性进行分析研究的基础上,建立微惯性测量组合测量滚转姿态的数学模型,提出基于锁相跟踪算法和微惯性测量组合的旋转弹滚转角估计方法. 该方法对基于三阶锁相环的锁相跟踪算法及其特性进行研究,根据旋转弹角运动特性和微惯性测量组合测量信号特性确定三阶锁相环环路滤波参数,并建立基于三阶锁相环和微惯性测量组合的旋转弹滚转角估计模型,即可根据模型进行锁相跟踪计算得到滚转角. 仿真结果表明,三阶锁相跟踪环路能对旋转弹滚转信号进行有效跟踪,并能够通过微惯性测量组合估计滚转角速度和滚转角,满足旋转弹滚转运动姿态提取的要求,有较大的实用价值.      

Revo测头的自适应测量算法及位置反解

为解决关节臂式三坐标测量机测量精度低的致命弊端,在三坐标测量系统中采用Revo测头.经分析系统的结构特点,确定了转动关节与测杆姿态的几何关系并构造测量时的接近矢量,实现测杆姿态的控制.在此基础上,提出一种基于初始姿态的自适应测量算法,根据数据点的坐标,求得测杆姿态最小变化量,结合位置方程求得该姿态下的位置反解.实验表明：该算法可实现测头姿态的精确控制和位置反解的计算,为具有Revo测头高自由度关节臂式三坐标测量系统的发展和运动学问题的深入研究奠定了理论基础.     

基于IMU与单目视觉融合的姿态测量方法

快速准确测量运动目标的姿态,在航天航空、机器人等领域应用广泛.针对惯性姿态测量速度快但精度不足而视觉姿态测量精度高但速度慢的特点,提出了一种基于IMU与单目视觉融合的姿态测量方法.IMU姿态测量时,使用欧拉角迭代公式解算运动目标的姿态;单目视觉姿态测量时,使用POSIT算法求解被测目标的姿态;再使用H?滤波器融合两者的测量结果;用融合结果与惯性测量结果的差值修正并更新漂移误差曲线.根据被测目标的两组匀速转动信息,提出了双矢量正交化标定法标定IMU坐标系到目标坐标系的旋转矩阵;根据单目视觉采集的3幅图像信息,提出了三图快速标定法标定靶标坐标系到目标坐标系的旋转矩阵.实验表明,提出的姿态测量方法能实现快速姿态测量,测量精度高.     

面向智能船舶的自校正加权融合估计算法

针对智能船舶多传感器系统因未知海洋环境干扰和设备间干扰等因素,导致一个或数个传感器产生间歇性随机故障,进而导致融合估计结果出现偏差甚至失真的问题,设计了一种自适应加权融合估值算法,并引入了衰减记忆因子降低旧测量数据对融合估计的影响权重.为增强融合估值器对于量测故障信号的容错性,添加了故障检测与校正模块对量测信号进行检测与校正.为了验证算法的容错性能和融合估计的精度,对带有间歇性随机故障的三传感器系统进行了仿真实验,并与改进前的自适应加权融合结果进行了对比.结果表明:对于带间歇性随机故障的多传感器系统而言,设计的自校正加权融合估计算法不仅具有鲁棒性,而且具有较高的融合精度.     

基于惯性传感器数据融合的管线三维可视化研究

受施工技术与管线设计等因素影响,一般管线的三维轨迹通常和设计轨迹有部分误差,而精确了解管线的空间位置又十分重要。本文提出一种基于Arduino平台的六轴陀螺仪姿态解算与融合及管线轨迹可视化算法。首先从六轴陀螺仪收集加速计数据和角速度数据,分别计算出姿态角,并对加速计解算的姿态角进行滑动加权滤波,将滤波后的姿态角与角速度计解算的姿态角经卡尔曼滤波进行融合,得出高精度的翻滚角、偏航角、俯仰角,最后通过融合后的数据求得采样点坐标,绘制出三维轨迹。实验结果证明：该算法不仅能够有效消除陀螺仪传感器的误差,而且测出的三维轨迹曲线与实际管线轨迹基本吻合,有很高的精确度。本文研究的算法有很强的实用性。     

双圆锥扫描式红外地球敏感器姿态耦合误差研究

根据双圆锥扫描式红外地球敏感器的工作原理,针对卫星姿态测量与控制过程中存在的俯仰角与滚动角的耦合现象,通过建立卫星姿态耦合误差数学模型,推导出卫星姿态测量计算公式,得到卫星姿态测量与控制耦合误差曲线,为卫星的姿态测量与控制提供数据补偿和精度保证。     

尾裙对弹体斜侵彻混凝土薄靶弹道的影响规律研究

为研究尾裙设计在弹体斜侵彻混凝土薄靶后的姿态影响,采用LS-DYNA软件,模拟了不同半锥角尾裙弹以不同初始倾角贯穿混凝土薄靶的过程,分析了侵彻过程中各阶段弹体姿态变化特征,得到了弹体过靶后倾角、攻角和角速度变化规律. 结果表明,尾裙的设计有助于减小弹体的攻角和角速度,有利于保持弹体斜侵彻混凝土薄靶时的弹道稳定.      

一种基于改进卡尔曼滤波的姿态解算算法

针对多传感器融合姿态解算精度不高的问题,本文提出一种改进的卡尔曼滤波算法,即高阶线性互补滤波与扩展卡尔曼滤波(Extended Kalman Filter,EKF)相结合的融合算法。该数据的融合是基于加速度计、陀螺仪传感器频率特性和姿态角的微分方程建立的系统模型,将互补滤波的姿态角数据作为该系统模型的观测值,利用EKF算法对加速度计、陀螺仪、磁力计进行数据融合。高阶的互补滤波和EKF的融合算法能够有效的解决陀螺方向的估计偏差,为了证明该算法的可行性,用搭载IMU(InertialSmeasurementSunit)模块的四旋翼飞行器进行了动态和静态的实验,分析对比了最新导航算法、经典卡滤波算法和该融合算法滤波的效果。实验结果表明：本文提出的高阶无源线性互补滤波和EKF相结合的融合算法,无论在静态还是动态的实时性情况下,都能很明显的去除噪声和抑制姿态角的漂移,且提高了姿态角的精度。     

基于EKF的多MEMS传感器姿态测量系统

姿态信息是飞行控制中最关键的参数之一,因此姿态测量成为飞行控制系统首要解决的问题。利用多M EM S传感器研制了一种微型姿态测量系统。利用三轴M EM S加速度计和三轴M EM S陀螺数据,由方向余弦矩阵的姿态表示形式推导了扩展K a lm an滤波方程,解算出飞行器的俯仰角和横滚角;设计专家系统判断飞行器的运动状态,并根据该状态调整滤波算法中的测量噪声矩阵,使系统可同时满足静态情况和动态情况的使用;利用空速和高度数据对俯仰角进行修正,利用GPS解算航向角。将实验结果与国外最新的商用自动驾驶仪的姿态结果进行了比较,二者在静态情况下非常吻合,在动态情况下基本吻合。     

固定翼双旋弹修正组件滚转控制研究

针对固定翼双旋弹修正组件滚转通道存在的输入扰动和模型不确定性问题,设计一种基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制方法. 通过对修正组件电气系统和机械系统的建模,得到执行机构电磁控制力矩的计算方法,利用理论分析及实验测试,研究了修正组件气动力矩和滚转阻尼力矩的建模方法,从而得到滚转通道控制模型,并设计基于H_∞回路整形的两自由度滚转通道控制器实现滚转角度控制. 半实物仿真实验结果表明,通过对修正组件电气系统和机械系统分析建立滚转通道控制模型的方法可行,设计的滚转通道控制器能够实现精确的滚转角控制.      

激光半主动末修弹目标定位方法研究

在激光半主动末修弹实施弹道修正前,为实时精确得到地面目标相对弹丸的位置,提出利用激光探测器测角信息结合先验弹道的弹丸姿态角和弹道高信息得到目标相对位置的定位算法. 建立了目标定位模型,并利用蒙特卡洛法仿真,分析了弹丸在不同发射角下视角误差、弹丸姿态角误差和弹道高误差对定位精度的影响. 仿真结果表明,弹道高误差对定位精度影响最大,但单项误差因素引起的最大定位误差不超过12 m;弹丸发射角越大,其定位精度相对越高. 提出的目标定位方法简单易行,满足精度和实时性要求.      

一种滑翔增程弹非线性模型预测控制方法

为实现对某滑翔增程弹滑翔弹道的跟踪控制,以达到增程的目的,采用具有解析形式控制律的非线性模型预测控制方法设计其控制系统。将滑翔增程炮弹控制系统分为质心控制和姿态控制2个回路设计,通过质心控制回路将方案质心位置指令转换成弹道倾角和弹道偏角指令;再由姿态控制回路转换成升降舵偏角和方向舵偏角指令;倾斜稳定控制器将滚转角指令转换成副翼偏角指令。以某滑翔增程弹为例进行仿真计算,结果表明,该控制器具有很好的控制效果,能够克服干扰因素的影响,实现滑翔增程的目的。