面向仿生机器人的青蛙跳跃轨迹采集方法

青蛙跳跃运动的轨迹和姿态变化规律是研究仿生机器人生物运动机理的基础,针对其运动信息难以获得的问题提出了一种空间运动轨迹提取方法。该方法能同时获取青蛙运动的侧视图和俯视图,在进行透视效果修正后,可得到关节点的三维坐标,并通过迭代方法降低了修正系数引起的误差。针对逐点逐帧分析造成计算量大的问题,建立了一套采集程序对图像进行处理,最终可输出青蛙各点位置、速度和加速度曲线及其各个关节角随时间的变化曲线。实验得到的运动信息及分析结果,可用于跳跃机器人的设计与控制。     

六自由度Stewart平台参数化建模及优化

飞行模拟器是一种训练飞行员的地面模拟设备,能够逼真地再现真实环境中飞机的飞行状态,具有精度高、承载能力大、安全可靠、使用灵活等优点.飞行模拟器通常采用六自由度Stewart平台,其运动特性是影响本身性能的关键指标.首先建立六自由度Stewart平台的参数化模型,设计其运动轨迹并进行试验研究,分析多种结构参数并确定平台的...     

逆系统方法在飞行控制律设计中的工程应用

在飞控系统设计中,现代非线性控制理论已逐步得到应用,其中逆系统方法的物理概念清晰,参数对应明确,无不确定性算法,容易结合传统经验,易于为工程人员接受。该文将该方法应用于多操纵面飞机的基本控制律设计,从工程应用出发,使用多层分离简化设计,改进了多操纵面的使用策略和分配方法,分析了工程实现中的参数获取。大迎角飞行和自动着陆仿真结果显示,控制律能够协调使用推力矢量和常规舵面,准确控制飞行姿态和航迹;在着陆时能利用大迎角飞行能力显著降低着地速度,缩短滑跑距离;在飞机质量、惯量大幅度变化时,也能准确地控制姿态和轨迹。     

基于双DSP的某飞行器飞行姿态控制系统的软件设计

为了使飞行器达到预定的飞行目标,需要对其飞行姿态进行控制,使飞行器能够尽可能地接近预定轨迹飞行.设计了一种由双DSP作为主控制器的飞行器飞行姿态控制系统的软件,主CPU根据预定的飞行姿态数据和GPS结合惯导的复合导航系统提供的飞行器实时姿态数据,完成姿态控制数据和飞行轨迹数据的计算,副CPU对舵机系统进行控制.控制系统采用双DSP将数据计算和控制飞行姿态分开,控制周期较单DSP缩短了约50%,提高了响应速度.经过样机调试,实现了双DSP控制系统对飞行器飞行姿态的控制.     

基于KNN算法的跑步运动轨迹监测系统设计

针对传统的跑步运动轨迹监测系统容易受到环境影响,导致监测结果准确性差的问题,提出基于KNN算法的跑步运动轨迹监测系统设计.利用射频子模块捕捉IMX179型号摄像头拍摄到的图像,控制子模块处理图像数据,并通过PCI总线传输信息.采用上下位机模块处理轨迹信息,通过指示灯显示跟踪结果.利用KNN算法识别跑步运动姿态,构建跑步...     

基于FPGA+DSP实现高动态GPS信号模拟器

为了测试全球定位系统(GPS)接收机在多种运动模式且高保真的环境中的性能,利用已有的星历和用户设定的参数,计算模拟载波和码多普勒频率和卫星信号延迟,进而在FPGA+DSP架构的硬件平台上,模拟GPS接收机接收到的GPS卫星信号.通过GPS接收机测试模拟器信号的定位结果与模拟器预先设定的轨迹相比较,其结果表明:高动态GPS信号模拟器能准确模拟多种运动模式下GPS卫星信号.     

基于VegaPrime战斗机飞行视景仿真系统研究

为实现对战斗机真实飞行过程的飞行视景仿真,深入研究了操纵杆、Multi Gen Creator、Vega Prime、Visual C++及MATLAB/SIMULINK之间的数据接口技术,通过Multi Gen Creator和Vega Prime建立战斗机三维动态场景,由MATLAB/SIMULINK建立战斗机数学模型进行飞行参数解算,设计了战斗机飞行视景仿真系统。视景仿真结果表明:该战斗机飞行视景仿真系统摆脱了过去应用各类传统视景仿真软件无法模拟战斗机真实运动规律的局限性,实现了战斗机飞行参数与三维视景的无缝衔接,能够真实地模拟战斗机飞行过程。该系统对飞行模拟器的研究及飞行员训练具有一定的参考价值。     

飞行模拟的路径设计与运动控制

本文研究了飞行模拟中的路径设计与运动控制问题,是项目“军事指挥实时动态真实感模拟系统RDMSS”的飞行模拟部分,主要内容包括:建立了一个适合于飞行模拟的运动模型;提出了适合于飞行模拟的运动插值方法,对四元数插值作了改进,以增加形状控制的灵活性;简化了弧长参数化方法,以减少运动控制的计算量;在SGI/Indigo2上实现了一个简单的仿真模拟系统,成功地模拟了飞机起飞、降落的过程,沿指定轨迹线匀速或匀加速地飞行,实时地交互控制飞机飞行,以及导弹反导弹发射和拦截过程,取得了良好的效果。     

飞行仿真的捷联惯导算法测试平台探讨

在使用捷联惯导算法测试的过程中,很难得到飞行轨迹的真实数据,飞行仿真的捷联惯导算法测试平台就是针对这种情况建立的。这个测试平台的系统结构,在构建非线性飞机数学模型的基础上,对飞机进行了多模态的仿真,然后在坐标的基础上,通过变换将参数转换成了轨迹数据;将数据与捷联惯导系统的原理相结合,切实地得出了陀螺仪、加速度计的理想数值,由于是理想的所以肯定存在着误差,通过对误差的建模,可以得到组件模拟数据;最后,就是对比两种更新算法的惯导解算。通过飞机仿真的实验,可以发现所得到的基准数据与飞行力学的特点是十分符合的,不仅如此,还将飞机的动态特性完整地展现了出来,具有很好的性能。     

基于飞行仿真的飞机起降性能计算方法研究

为使飞机起降性能计算满足现有飞行性能计算标准或规范,针对起降过程涉及影响因素多、参数精度要求高的特点,提出了基于飞行仿真技术对不同起飞方式和着陆阶段仿真计算起降性能的方法。详细地建立了双发正常式布局飞机各分系统对应模型,包括非线性运动方程、气动力、发动机、起落架、动态质量模型。根据不同起飞方式和着陆阶段的性能计算标准及驾驶员操纵规范设计了单发起飞、两点式起飞、三点式起飞、中断起飞和着陆性能仿真计算流程,并开发相应的程序完成了该过程中全部参数的计算。较现有方法计算复杂性增加,过程详细,可计算的参数增多,能对各类影响因素进行量化分析。结果表明单发起飞距离最长,轻型飞机宜采取三点式起飞,当飞机在高原或推力受限时宜采取两点式起飞;着陆距离与下滑轨迹角相关,轻型飞机着陆可以降低进场速度、增加下滑角。     

超机动非线性自抗扰反演控制律设计

为提升建模不确定性下的超机动飞行控制性能,提出一种基于自抗扰反演的超机动非线性控制律设计方法.建立了具有大迎角特性的飞机六自由度非线性模型,通过由前至后递推的设计思想,逐步迭代设计Lypaunov函数与虚拟的控制输入量,实现强非线性飞机对象的控制.对建模不确定性给超机动控制性能带来的影响,将自抗扰控制方法中的扩张状态观测器与反演控制方法相结合,利用扩张状态观测器不依赖系统模型的特点,实时观测并补偿建模误差对飞行控制的影响.超机动数字仿真结果表明:所设计的超机动非线性控制律能够实现大迎角控制,在40%建模误差的影响下,迎角响应仍平滑稳定.基于自抗扰反演的超机动非线性控制方法具有优异的大迎角机动飞行控制性能.     

航空遥感面阵CCD相机像移速度计算方法

为提高航空遥感相机的照相分辨率,必须对航空遥感相机进行像移补偿。探讨一种面阵CCD相机像移速度的计算方法——坐标变换法,其原理是利用地面上相同点在相机姿态变换前后像面不同坐标值之间的矩阵关系求出像移量及像移速度。利用该方法计算航空遥感相机在垂直工作方式下像面中心点与像面上任一点由于飞机的姿态变化与飞机的飞行运动引起的前向像移速度和横向像移速度,并将此方法推广到倾斜式相机像移速度的计算中。     

反辐射飞行器的制导系统研究

介绍了反辐射飞行器的特点，制导系统的组成，该系统采用某型飞机的气 实际飞行数据，分析计算了直接侧力控制的数学模型，并归纳出直接侧力控制系统的解耦问题，采用追踪法对飞行器的制导规律进行了研究，给出了仿真结果。采用该系统的优点是响应时间短，命中精度高，抗风干扰性强，杀伤效果好。     

微扑翼飞行器位置控制研究

研究了微扑翼飞行器位置控制系统设计.在完成气动力计算模型和运动参数(拍动平面夹角、拍动频率、拍动幅值、旋转幅值)对气动力影响基础上,建立了微扑翼飞行器纵向动力学模型,采用了切换控制策略,选择拍动平面夹角和拍动幅值作为控制参数,利用位置误差和速度误差线性组合作为反馈信号,计算平均力,确定切换参数,完成控制规律设计.对爬升和水平飞行的控制进行了仿真实验.仿真结果表明,在切换控制策略下,Y方向上经过0.13 s后进入平飞阶段,Z方向上经过5 s后进入平飞阶段,在一定的误差范围内,所设计的控制规律可以实现位置控制.     

在飞行模拟器中实现雪的实时模拟

基于粒子系统和空气动力学效应对下雪这一自然现象进行了实时仿真,建立了一个风的模型,把雪的运动看作风的运动和雪的自由落体的综合运动。根据雪粒子的自然属性和飞行模拟实际的视景需求,简化了数学计算,模拟了下雪这一特殊气象。最后对粒子间的碰撞做了简要介绍。     

一种TAEM段结合迭代校正的轨迹快速生成算法

重复使用运载器(RLV)到达末端能量管理段(TAEM)接口处时,其位置、航迹倾角等初始状态存在大范围摄动的情况,为了使其在此情况下顺利进入自动着陆窗口,提出了一种结合迭代校正法的轨迹快速生成算法.首先根据高度与速度约束生成参考动压-高度剖面,通过跟踪此剖面实现纵向制导;通过跟踪由3个参数定义的轨迹地面投影实现侧向制导,纵向制导和侧向制导可以保证RLV的速度、航迹倾角、航迹偏角、侧向位置满足末端约束.提出的迭代校正算法可以快速确定航向校准柱的位置与最终半径这两个参数用以调整航程,从而保证末端所有状态均满足自动着陆段接口处的边界约束.仿真结果表明:该算法可以根据RLV具体的初始状态,自动选择直接或者间接进场策略,并快速生成可行的参考轨迹,轨迹生成时间4~12 s.该算法使用的数值方法非常成熟与稳定,易于工程实现;与航天飞机的策略相比,该算法不依赖离线计算并存储的若干参考轨迹,可根据当时的状态自主生成新的参考轨迹.仿真结果验证了算法的快速性、鲁棒性与实用性.     

空中交通管制仿真系统飞行仿真模型建模与实现

为了提高空中交通管制仿真系统仿真度,重新构建了一种简洁实用的航空器模拟飞行模型,包括航空器性能参数、飞行规则参数和飞行过程模拟参数的建立,航空器各种主要飞行过程的建模,气象情况对飞行的影响仿真;这些仿真方法在航空器参数设计、地面运动、上升/下降、加/减速模拟等方面均考虑了多种飞行影响因素,最后提出一种利用真实航迹数据建模的方法,并给出了此种方法的结果.通过在空中交通管制仿真系统的应用,证明本模型有良好的仿真度.这个仿真模型还可应用于管制程序的分析、飞行计划预演调控、交通流量评估和机场建设预估等方面.     

基于四象限探测器的红外导引头目标捕获和跟踪系统

设计的红外导引头主要为激光半主动制导半实物仿真系统的目标捕获装置,它的性能直接影响整个半实物仿真系统的定位精度。首先在详细分析了导引头的性能指标基础上设计一套红外导引头的光学系统,并用ZEMAX验证了光学系统设计的可行性;同时设计了四象限探测器的处理及采集电路,实现了目标方位信息的捕获;最后结合三轴运动转台的控制实现了目标的跟踪。本系统经实验验证能够在实验室环境下完成对激光目标模拟器的捕获和跟踪。     

飞机模型俯仰-滚摆耦合复杂流场测试系统设计

为真实地模拟飞机机动飞行和分析俯仰－滚摆耦合状况下的动态气动特性和复杂流动机理，首次在风洞中实现了模拟飞机的俯仰与滚转的复合运动。使用E型架结构实现飞机模型俯仰角α的正弦运动，同时在E型架上安装交流伺服电机直接控制飞机模型的滚转角Φ；本系统采用了旋转编码器的输出脉冲来测量模型的转角，并记录下该脉冲出现的时刻，用这些数据得到飞机模型在风洞实验中滚转角的时间历程和滚转力矩特性，并用激光片光系统进行流态显示，使用这套系统得到了俯仰－滚摆耦合运动下的气动特性。分析表明，俯仰－滚摆耦合状况下进一步推迟了滚摆开始攻角，不稳定性增加，同时证明该系统满足风洞实验要求。     

反舰导弹比例导引的一种计算机模拟仿真方法

分析了反舰导弹在自导段比例导引的控制规律,描述了控制规律的可实现算法,并用VB6.0语言对其控制规律进行了模拟仿真,形象而直观地描绘出反舰导弹在自导段比例导引的运行轨迹。所设计的运行界面可以修改目标参数和导弹参数,最后还对反舰导弹在全平面内初始弹道角的确定进行了一些探讨。