嵌入式大气数据传感系统中的组合滤波技术

嵌入式大气数据传感系统（FADS）与惯性导航系统（INS）组合测量迎角、侧滑角在飞行器平稳飞行时,均可获得很高的测量精度;但该系统在大迎角、高迎角变化率的机动飞行中,由于受到阵风、大气紊流以及噪声的影响较大,使得系统的测量精度下降,不能满足要求。针对这一问题,提出了利用互补滤波器分别对FADS和INS的测量信号进行处理,再利用FADS—INS的组合方案对高机动飞行状态下的迎角、侧滑角进行测量。理论分析和仿真结果表明：该组合滤波技术不但能够提高飞行器在乎稳飞行时的测量精度,而且,使飞行器在高机动飞行时的测量精度大大提高。     

基于双目视觉的飞行目标落地速度测量方法研究

为了测量飞行目标落地速度,采用放置在落弹点区域附近的凝视等待式双目视觉摄像机,高速摄影交汇测量飞行目标的落地速度。根据不同时刻质心的空间三维坐标,用最小二乘法对目标航迹进行拟合,建立了目标三维空间轨迹的多项式函数,对多项式函数求导得到目标的飞行速度。实验与理论分析表明：采用的速度测量方法测量误差小于2％,测量方法正确、可靠,为飞行目标的速度测量提供了一条新的便捷可靠的途径。     

自举飞行器微机控制系统的设计

本文设计了一个自举飞行器的微机控制系统。结合动力学模型,讨论了飞行速度和迎角对飞机高度的影响及飞行航向的控制,阐述了飞机转弯时路径控制算法的实现。最后,通过飞行实验和空中拍摄鸟瞰图验证设计的合理性。     

一种基于最小平均距离的测量飞机航迹规划算法

以测量飞机对单个低空飞行器跟踪为研究对象,根据大地坐标系统和椭球几何学基本原理,结合机载测量设备的作用范围,提出一种基于最小平均距离的测量飞机航迹规划算法.分析预定的低空飞行器飞行路线,提取低空飞行器飞行关键点,划分出低空飞行器水平飞行阶段和转弯飞行阶段,按阶段分别规划出测量飞机的航迹,保证对低空飞行器全程连续稳定跟踪的同时,使测量飞机与低空飞行器的平均距离最小,以提高测量质量,并模拟低空飞行器3种飞行路线,规划了相应的测量飞机航迹,经Mat-lab仿真分析,规划结果满足设计要求,验证了算法的有效性.     

基于现场可编程门阵列的通用化PCM编码器

针对目前弹载遥测系统对PCM编码器提出的通用化应用需求,提出了一种基于现场可编程门阵列的通用化PCM编码器;该方法以软件为主的信号处理方式代替硬件处理,采用Verilog HDL语言和模块化的设计思想将编码器的各功能模块集成在单片FPGA中,通过功能模块的积木式组合和参数配置实现了对被测弹箭系统的采集编码;仿真测试结果表明该编码器满足绝大多数弹箭遥测系统的参数测试要求,在弹箭遥测系统中飞行试验结果表明该编码器在全弹道飞行过程中工作稳定可靠,该编码器实现了通用化的要求.     

一种飞翼布局飞行平台FADS系统应用方案研究

对于一些高性能飞行器(如飞翼布局飞行器),仅采用安装在机头表面的测压孔的FADS系统方案.某些情况下不一定能够给出较为准确的飞行姿态数据;针对飞翼布局飞行平台对高精度迎角、侧滑角的依赖性.给出了一种采用安装于机头表面的测压孔和机翼前缘的测压孔相结合的FADS系统方案,推导了其空气动力学模型,并用BP神经网络拟合出了迎角和侧滑角的修正曲线,结果表明该方案能够满足系统精度的要求。     

无动力滑翔弹在风干扰下的控制与仿真研究

风场是无动力滑翔弹飞行过程中的一项重要干扰因素。针对滑翔导弹的气动力模型和其在不同飞行时段的运动特点,建立了航弹的姿态控制模型和制导律模型。并在一定的初始投抛条件下,利用C＋＋与Matlab飞行仿真软件混合仿真,对航弹的飞行参数进行了大量的计算和相应的6-D飞行轨迹仿真。提出了无动力飞行器的姿态控制方法和计算机软件实现仿真的技术途径。仿真结果表明风干扰是影响无动力滑翔弹控制系统稳定性和精度的重要因素。对于具有滑翔段的飞行器在实际设计中很有参考价值和工程实用价值。     

飞行目标落地姿态视觉测量方法研究

飞行目标落地姿态是评定飞行目标系统性能的重要技术指标.为了测量飞行目标落地姿态,采用放置在落弹点区域附近的凝视等待式双目视觉摄像机,高速摄影交汇测量飞行目标的落地姿态.根据目标在摄像机像面成像特点,将目标进行分类,并采用了不同的姿态测量方案.模拟实验与理论分析表明:该姿态测量方法正确、可靠,大目标和过渡目标姿态角测量误差小于1°,为飞行目标的姿态测量提供了一条新的便捷可靠的途径.     

智能弹箭静态参数测量系统的设计

针对弹箭参数的高精度要求,设计并实现了基于三点测量法原理的智能弹箭静态参数测量系统,用于在一种机械装置下测出弹箭的质量和偏心,给出了测量系统的总体设计方案.采用ATmega128单片机,称重传感器,AD7799,步进电机等构成硬件电路;用LabVIEW编写系统操作界面,控制系统操作流程;对传感器进行了标定,并对样柱进行...     

集成于微型飞行器机翼上的流场传感器测量系统研究

阐述了热式流场传感器测量微型飞行器(MAVs)飞行参数的基本原理,介绍了流场传感器阵列在翼表流场测量中的应用.选用薄膜热敏电阻作为流场传感器敏感元件,采用恒温工作方式实现传感系统的测量.通过小型风洞试验,对传感器阵列进行了测试,并运用最小二乘法进行模型辨识.实验结果表明,所采用的流场传感器阵列可实现对风速测量,测量范围为2m/s～12m/s,测量精度为1m/s;对迎角的测量范围为0°～20°,测量精度为1°;对侧滑角的测量范围为-16°～18°,测量精度为1°.基本满足微型飞行器翼表流场的使用需要.     

基于ATmega16的变滚转速率飞行器姿态控制器设计

由于受横风、初始扰动和发动机参数偏差等因素的影响,变滚转速率飞行器在飞行过程中的飞行姿态将会发生变化,从而导致其实际飞行轨迹偏离预定飞行轨迹.本文利用AVR微控制器ATmega16及相应的信号调理电路,进行姿态控制器的设计,采用鉴频鉴幅方法对飞行器姿态角偏差进行处理,能够有效地修正飞行器姿态角偏差,完成对飞行器在变滚转速率飞行状态下的自适应姿态控制.     

空间运动物体的一种三轴定向方法

这个系统利用重力加速度计与磁通门磁强计实现对三维空间物体的姿态测量，并能以此为基准实现物体空间移动轨迹的检测。在方向的测量中使用了3个传感器代替代统的单个传感器测量，以减小加速度计与磁通门计在与物体运动方向成较小角度时灵敏度的下降。通过实验得知这种方法是十分有效的。     

机头结冰对大气数据系统测量影响研究

大气数据传感器安装于机头部位的飞机在遭遇结冰气象时,机头结冰会影响大气参数的测量精度。采用计算流体力学方法,对某两型运输飞机的大气数据系统进行模拟,考虑在机头结冰情况下的大气数据系统静压系数和迎角测量值的变化,获得了机头结冰对高度测量和速度测量的影响差量。研究表明,在两型运输飞机机头结冰状态下,中小迎角对大气数据系统静压和迎角测量的影响较小;大迎角对大气数据系统静压和迎角测量的影响较大,对应的高度测量影响量超过了10 m,速度测量影响量超过了2 kn。研究结果对于同类型飞机类似方向的研究具有一定的参考意义。     

Estimation of systematic errors of onboard measurement of angle of attack and sliding angle based on integration of data of satellite navigation system and identification of wind velocity

A method for estimation of systematic errors of onboard measurement of angle of attack and sliding angle of an aircraft in the course of flight tests using high precision velocity measurements performed by a satellite navigation system is proposed. The main specific feature of the proposed method is that for providing compatibility of measurements of angle of attack and sliding angle sensors and data of the satellite navigation system the identification of wind velocity on the processed leg is used. The operation of the proposed method and the correctness of applied assumptions are proved by processing large amounts of experimental data obtained in the course of flight tests.     

航天飞行体自旋角速度的测量

提出了两种测量航天飞行体自旋角速度的方法 :一种是利用加速度表来测量航天飞行体自旋角速度 ,另一种是利用压电式陀螺仪来测量航天飞行体自旋角速度。介绍了这两种方法的原理和实现的技术途径     

弹丸攻角测量方法的研究

为了突破了像元间隙给测量精度带来的限制,提出了一种利用低分辨率面阵CCD实现高精度边缘检测的方法,其实质为运用插值方法对输入图像放大细化,再进行模糊处理,处理的结果显现出更丰富的边缘信息,利用动态算子对其进行边缘提取,以计算出被测弹丸的精确边缘位置信息;经实验证明,该方法能很好地恢复弹形,并较好地计算出弹丸的攻角参数。     

气动舵机通用测试平台的设计及实现

为实现航空飞行器气动舵机性能测试,研制一套可用于多型航空飞行器气动舵机性能测试的通用自动测试平台;测试平台采用了电机、扭簧两种形式的加载装置作为加载台,通过舵机与摇臂之间对应运动关系计算所需的几何数据,推导出加载台推杆机构传动方式;在软件上采用了LABVIEW软件进行编程,实现了线性度、灵敏度、滞环特性、频率特性等气动舵机性能测试,同时针对在频率特性检测上的难点做了理论分析,提出单个正弦波扫频测量的解决方法;为提高测试平台测试精度,对测量舵机的频率特性做误差分析,提出了测试结果中减去与采样点N相应的固定值方法;理论计算与实际测试验证测试平台幅频特性的数据处理误差最大为0.007 dB,相角处理误差最大为0.607°,有效提高了测试平台的测试精度。     

基于航天飞行器仿真的三维动态演示系统

介绍基于航天飞行器仿真的三维动态演示系统的开发背景、意义以及系统的具体实现方法。介绍了开发所需要的建模软件MultiGen Creator和仿真软件Vega。并使用MultiGen CreaA0r建立了三维模型(火箭、航天飞行器以及发射场、着陆场和地球)；使用Vega创建了仿真的环境(包括载入三维模型、云层、雾和火焰等特殊效果)：最后在Windows2000下，采用Visual C 6．0平台，根据实际的导航模型产生的位置和姿态数据驱动航天飞行器模型，实时更新飞行场景，仿真飞行的整个过程，实现全过程的3D图形化显示。     

基于FADS/IMU信息融合的大气数据测量方法研究

对飞行器大气数据进行估计是获取飞行状态的重要一环,是实现飞行器控制和稳定飞行的基础。通过研究嵌入式大气数据传感(FADS)系统,提出了基于容积卡尔曼滤波的惯性测量元件(IMU)数据和FADS数据融合算法。该算法对飞行器运动状态建立高阶滤波模型,使用容积点加权求和逼近的方法估计非线性运动模型,滤波输出值经处理后得到马赫数、攻角、侧滑角等大气数据。经仿真实验,算法计算的大气数据较为准确,马赫数误差小于0.01,攻角和侧滑角的误差小于0.1°。