一种单目视觉标定飞机方向舵角位移的新方法

飞机飞行试验前需标定其方向舵等的角位移传感器.采用单目视觉方法进行标定.用一个圆周做靶面的主要标志,用2直线段的交点标明其圆心位置.测试靶基本上平行于舵轴固定在舵面上.用一台位置固定的数码相机对靶面拍照.设计了亚像素精度的处理方法用来处理数字照片,求出圆心像点位置和像面椭圆的方程以及椭圆短轴端点位置.设计了一套算法用来...     

多弹丸时空散布参数测试方法仿真研究

针对高射速武器多弹丸同时着靶时立靶密集度无法测量的情况,提出一种基于双CCD靶面的多弹丸时空散布参数测试方法。两个CCD靶面在竖直方向上互成一定角度,当多发弹丸同时到达靶面Ⅰ时,非水平方向上的并行弹丸由于飞行距离不同而在靶面Ⅱ中的成像时间分离,水平方向上的并行弹丸按照两个线阵CCD相机上弹丸成像像素位置顺序匹配原则进行像素配对而消除虚假目标的影响。通过双靶面对多弹丸的坐标投影和时空匹配,解算出带弹序的多弹丸着靶坐标、飞行速度。经仿真验证,测试方法能够有效解决多弹丸齐至而单个CCD靶面无法剔除假目标的问题。     

读者之声

陕西省宝鸡市读者任亮来信: 请介绍推力矢量技术。常规飞机依靠操纵副翼、升降舵和方向舵等各种气动舵面在空中作六个自由度的运动。然而,这种气动舵面在飞机低速飞行时控制效率很低;在零速度时丧失作用;在高速飞行时阻力很大。此外常规飞机在气流中运动时,必须严格控制     

基于视觉序列图像分析的药室参数测量

针对药室参数的高精度测量问题,提出了基于视觉序列图像分析的交叉直径读数靶方法。设计了一种能够在同一场景中读取交叉方向直径的靶标测量头装置。测量时先由驱动机构推动该装置进入标定环,通过靶标图像读取该直径并记录。继续推动靶标机构进入药室,按照一定的步距沿药室轴线方向移动,记录移动过程中相邻帧的图像序列,通过前后两帧图像的靶标刻线的变化得到每一步交叉测爪的径向相对位移,参照标定环的尺寸得到药室的当前直径,再结合驱动机构的进深获取药室的容积、锥度、拐点等参数。该方法解决了药室直径测量高精度和大动态范围的矛盾。实测发现用该方法可使药室直径的测量误差小于10μm,最终保证了容积误差小于2‰的要求。     

两步法摄像机标定的改进

两步法摄像机标定,先用径向排列约束得到部分外部参数精确解,再将其余外部参数与畸变修正参数进行迭代求解.对该标定法的改进,是在两步法得到的摄像机参数值基础上,用非线性优化算法对所有参数进一步优化,得到最终参数值.该法既提高了摄像机标定精度,又无需对CCD摄像机像面中心预标定,简化了标定过程.     

基于正交试验的光电立靶光幕阵列结构参数优化方法

针对光电立靶光幕阵列结构参数标定误差较大的问题,提出一种光幕阵列结构参数反演优化的方法。以测量坐标与纸板靶坐标差值的平方根构建目标函数,借助正交试验在允许误差范围内产生多组不同参数量值的组合,设计了光幕阵列结构参数优化方法。以双N形天幕靶为例,在Matlab中进行仿真,优化后的光幕阵列结构参数更接近给定真值,且结构参数的优化程度与标定的初始值和误差范围相关。用实弹射击试验对设计的方法进行验证,结果表明,优化后的弹丸飞行参数测量结果更接近实际真值,设计的方法有效可行。该优化方法为提高光电立靶测量设备的测量精度提供了一种新思路。     

激光原向反射式单CCD立靶系统参数标定

针对目前最新提出的激光原向反射式单CCD立靶测试系统中要求快速准确地对系统外部参数进行现场标定的问题,在对系统进行建模分析的基础上,提出了一种采用3个已知坐标的特征点,对所需标定的参数进行计算的方法。通过采集靶纸上3个已知坐标特征点的图像,分别计算3个点所对应实像和虚像的成像位置,结合已知坐标,即可标定出系统计算坐标所需的6个参数值。对于直径为7.62mm的弹丸,使用该方法进行外部参数标定,弹丸着靶坐标测试精度可达5mm以内。结果表明:该标定方法可快速且精确地对系统的各项外部参数进行现场标定,极大地提高了测试精度及测试效率。     

飞翼飞机新型操纵舵面故障效能影响分析

飞翼飞机通常采用升降副翼与阻力式方向舵作为操纵舵面,此类舵面的操纵特性与常规舵面区别较大。为研究新型舵面故障情形对飞翼飞机操纵效能的影响,基于舵面的操纵耦合特性,采用可达力矩集方法分析了卡死、松浮、受损三类故障对三轴操纵效能影响,并对比总结了新型操纵面与常规操纵面故障情形对操纵效能影响的区别。研究结果表明,升降副翼故障对飞翼布局飞机的滚转和俯仰操纵能力产生较大的影响,升降副翼卡死故障对效能影响最大;阻力式方向舵发生故障后仍保留一定的偏航操纵能力,同时耦合效应会导致其对俯仰操纵能力产生显著影响;而松浮故障对偏航操纵能力的影响最大。     

一种不下箱状态的弹上惯组一体化标定方法

为缩短标定时间、 简化标定流程,将导弹、 发射箱随弹上惯组共同参与标定,从而在不下箱状态下完成对弹上惯组的标定.然而由于导弹体积、质量较大,使得转台转动受限.基于此,提出了一种不下箱状态的弹上惯组一体化标定方法.根据转台转动的限制条件,并考虑加速度计、光纤陀螺标定方法的特点,设计了一种包含6个静止位置的转动路径.通过转...     

动态爆炸战斗部对舰船舱壁的破片载荷特性研究

为研究舰船内部舱壁结构在半穿甲反舰导弹战斗部动态爆炸情形下承受的破片载荷特性,基于合理假设,根据弹目相对初始运动状态建立了空间坐标系,运用爆炸力学经验公式,推导了一种较为实用的数学计算模型。对该数学计算模型进行MATLAB语言编程,考虑装药引爆时战斗部不同的初始位置、姿态、平面运动以及因撞击舷侧外板而获得的转动等初始运动特性参数,采用破片着靶范围、着靶位置、舱壁各区域破片着靶总质量、破片着靶均速等评估参量,进一步研究战斗部初始运动特性对舱壁结构承受的破片载荷特性影响。结果表明：舰船舱壁破片载荷特性因战斗部不同初始运动特性而呈现不同分布规律,因战斗部装药爆炸驱动而获得的破片飞散特性是决定其分布特性的根本因素;对舱壁破片载荷特性有重要影响的首要参数是战斗部初始位置和姿态,其次是战斗部平面运动,而战斗部转动仅引起舱壁破片载荷分布的小幅改变。     

简控火箭弹舵翼气动干扰特性研究

为了研究固定鸭舵简控火箭弹舵翼气动干扰特性,在验证数值方法适用性和可靠性的基础上,采用数值模拟方法对该弹气动特性进行仿真分析。计算得到不同弹长和不同舵翼相对夹角(鸭舵组件反旋角)工况下由鸭舵和尾翼产生的空气动力参数,仿真获得火箭弹外流场压力分布。研究分析了弹体长径比和舵翼相对夹角对鸭舵和尾翼气动特性的影响规律。结果表明:鸭舵与尾翼之间的气动干扰受弹体长径比影响,当弹体长径比达到一定数值时鸭舵对尾翼的气动干扰消失,且这种舵翼气动干扰特性对不同舵翼相对夹角情况同样适用; 研究结果可用于简化固定鸭舵火箭弹气动特性的研究方法,提高火箭弹气动外形设计效率。     

超空泡水下航行器空间运动建模与弹道仿真

在包含超空泡“时间延迟”效应的基础上,建立了超空泡水下航行器空间运动模型。模型中体现了机动条件下空泡中轴线相对航行器中轴线的偏移产生的流体动力及力矩。为考察该模型在强机动条件下的准确性,进行了弹道仿真分析。结果表明所建立的模型能够描述航行器机动运动的特性;同时表明在实施极限操舵模式时,舵角极限量是影响姿态角对舵角振荡特性的关键因素。该结论对超空泡水下航行器控制技术研究具有重要意义。     

基于单目视觉的火炮身管指向静态测量

为解决自行高炮(SPAAG)火控系统精度测试过程中身管指向测量这一难点问题,提出了一种基于单目视觉的非接触直接测量方法。将棋盘状平面模板作为标志物固定到火炮身管上,使之位于相机视场范围内,测量身管在任一位置的高低角与方位角。首先利用Harris角点检测方法提取到角点坐标,进行相机成像模型的解算(相机标定),得到相机的内参。然后根据多点透视（PnP）问题解的稳定性,结合最小二乘拟合算法得到相应位置的外参矩阵。最终根据身管的运动模型以及标志物与之的相对位置解算出身管的两个指向角。仿真和实验均验证了该方法的可操作性和准确性。     

预置舵角下超空泡航行体倾斜入水弹道特性研究

为了研究预置舵角下超空泡航行体倾斜入水弹道特性,开展了入水角为20°时的试验研究。超空泡航行体由空气炮加速获得入水初速度,采用高速摄像机记录入水空泡流型,同时由内测系统记录航行体的运动参数和尾部压力变化。对预置舵角为0°和20°时的试验结果进行对比分析,给出了预置舵角下航行体倾斜入水弹道特性,并进一步研究了不同预置舵角对弹道的影响。试验结果表明：预置舵角为0°时航行体以超空泡状态沿直线运动;预置舵角为20°时出现显著的尾拍现象,轴向力和法向力增大,弹道特征体现为偏向水面弯曲,航行体最终以双空泡状态航行,弹道偏转趋势提升;增大预置舵角有助于增强航行体的弹道偏转能力。     

鸭舵形状及位置对制导榴弹气动特性的影响

为提升固定式鸭舵全弹的气动效率,对制导榴弹弹道修正组件进行结构设计以及气动特性分析.基于155 mm口径榴弹设计3种不同形状的鸭舵,利用数值仿真软件对3种舵片进行气动仿真,通过3种设计方案滚转力矩以及升阻比的对比进行优选,并对不同安装位置对气动特性的影响进行分析,得出气动效率相对较好的鸭舵形状以及轴向布局.结果表明:该设计具有一定的工程应用价值,可为基于鸭式舵的简易制导榴弹气动设计提供参考.     

一种适用于鱼雷变舵角的结构网格处理方法

针对鱼雷变舵角工况计算流体力学（CFD）流场计算中网格划分环节,以＂十＂字形全动舵、＂十＂字形翼端舵两类鳍/舵布局为对象,提出了一种快捷高效的多结构化网格处理方法。结合结构网格有利于对近壁面网格精细控制、保证其求解精度高的特点,采用多块结构化网格划分思路,把鳍/舵局部流场区域从全雷整体域中分离出来,形成多块计算域,在各自独立坐标系下划分结构化网格,通过多块耦合方法形成全流场计算域网格。减小了网格划分工作难度,避免了重复性,提高了设计计算效率和精度。经计算结果验证,本文方法有效可行,可推广适用于绕定轴旋转等局部小范围变化的几何构型。     

预置舵角下超空泡航行体运动过程弹道特性研究

为研究超空泡航行体在水平面机动转弯过程中的弹道特性,采用航行体头部设置预置舵角方法实现,开展了0°、3°和6°预置舵角下航行体自由运动的试验研究。试验在水池中进行,采用高速摄影观察不同预置舵角下的空泡演化过程,采用内测装置测量航行体运动参数,获得了不同预置舵角下超空泡航行体水平运动过程中的弹道特性。试验结果表明：当预置舵角为0°时,航行体侧向力由于非定常因素扰动小幅波动,但均值基本为0;当存在预置舵角时,随着预置舵角的增大,轴向力和侧向力不断增加;预置舵角可以控制超空泡航行体的弹道水平机动转弯,且预置舵角越大、弹道越容易转弯,但舵角过大会导致航行体弹道失稳。     

冲压式舵机自振参数随飞行速度变化规律的仿真

为研究导弹飞行速度对冲压式气动舵机自振参数的影响,采用数学建模和计算机仿真的方法,建立了舵机系统的数学模型和计算机仿真模型,通过仿真分析了气源压力和铰链力矩变化对自振参数的影响,揭示了舵机自振参数随飞行速度变化的内在机制,结果显示铰链力矩是影响自振荡参数的主要外在因素.分析表明,在总体设计中,应尽量减小导弹飞行速度的变化范围,以增强冲压式舵机自振荡参数的稳定性.     

导弹舵面的复合材料设计与分析

针对导弹武器所追求的降低结构质量、提高有效载荷和战斗力的目标,将某型导弹金属舵面进行了复合材料化设计。通过工程算法对该舵面结构进行三向刚度的等代设计,初步给出适当的复合材料铺层方式。利用有限元法对初步设计复合材料舵面进行了计算分析并优化出最佳铺层方式。基于刚度、强度、稳定性设计要求,开展了舵面结构复合材料铺层及厚度等细节优化设计,给出了复合材料舵面结构尺寸及铺层角度。对比分析金属舵面与复合材料舵面,发现在刚度等效的情况下,强度满足要求,稳定性良好,重量减轻一半左右。