测定航天器运动的保精度估计

在原始数据误差概率特性未知,而只给定这些特性(或误差本身)所属于的某一集合的条件下,研究了测定航天器运动参数的保精度估计问题。给出了保精度估计的一般定义,并在具有实际意义的一个重要情况下得到了保精度估计表达式。在某些假设条件下,研究了被估参数的方差保证值的下界与测量误差相关系数模的极小值和所用测量值个数的关系。     

飞行试验数据的相容性检验和数据重建

本文采用飞行器六自由度运动方程组,建立了飞行试验数据相容性检验的数学模型.应用最大似然估计求得测量数据的系统误差并进行数据重建。利用计入测量噪音的六自由度动力学方程组的仿真数据检查了方法的可行性和程序的正确性,最后处理各种飞行器的飞行试验数据,得到了满意的结果.     

一种基于单部雷达的飞行器脱靶量测试方法

对单部雷达测量飞行器脱靶量所涉及到的雷达分辨力和多目标信息获取及处理进行了分析;结合实际靶场应用介绍了脱靶量数据处理方法;分析了脱靶量的测量误差,并给出了分析结果;本方法可最大限度地补偿掉系统误差,脱靶量测量误差主要来源于雷达本身测量精度。     

升力体构型高超声速飞行器气动特性分析

高超声速飞行器所采用的超燃冲压发动机工作时,进气道和尾喷口的流场扰动将造成气动参数变化,控制系统应在这个变化条件下保证飞行器的姿态精度.为了考虑发动机工作流场的影响,有针对性地设计控制系统,研究分析了在发动机不同工作状态下升力体构型高超声速飞行器气动特性的变化,以及操纵舵面偏转对其气动特性的影响.着眼于保证飞行器飞行姿态的控制系统设计,对超燃冲压发动机不同工作状态下的高超声速飞行器的气动特性给出了解析描述,为控制算法的设计提供了重要参考.     

高动态环境下惯导高阶姿态算法研究

为满足高超声速飞行器的高动态特性对捷联惯性导航系统的导航精度提出的更高要求,在分析高超声速飞行器高动态运动频谱特性的基础上,研究了高动态环境下的捷联惯导高阶姿态积分算法。通过高超声速飞行器运动特性仿真,对比分析了不同阶次姿态积分算法对捷联惯性导航系统精度的影响。仿真结果表明,在高动态环境下,采用高阶姿态积分算法能有效提高捷联惯导导航精度。     

带翼展飞行器质量质心测量系统设计与误差分析

为解决传统的基于三点法的质心测量系统无法应用于带翼展飞行器的问题，提出了一种基于三点方式的任意旋转角质心测量法。为了提高系统测量精度，采用响应面法分析多种随机误差对系统测量精度的综合影响。首先，构建了带翼展飞行器的质量质心测量系统，然后利用随机误差传递公式得到各个随机误差与系统测量精度之间的关系式，并使用响应面法和拉丁超立方抽样法得到多种随机误差与系统测量精度之间的二次项关系式模型，进而依据二次项关系式模型和系统精度指标得到各元器件的精度要求，并分析了满足系统测量误差的旋转角度范围。最后对200 kg、400 kg、800 kg三种质量级别的待测带翼展飞行器在不同旋转角度下进行了多次测量，并将响应面计算结果与理论值进行了对比。对比结果表明，质心测量精度满足系统精度要求，从而验证了任意旋转角度下该测量方法的有效性，以及随机误差与系统测量精度之间的二次项关系式模型的正确性。     

滚转运动对乘波飞行器气动特性的影响

 乘波飞行器运动过程中的非定常气动特性是高超声速飞行中的重要物理问题之一。采用数值模拟方法模拟了乘波飞行器在固定迎角下绕其对称轴强迫滚转运动这一过程。比较了在不同频率和滚转角下乘波飞行器的气动特性。计算格式采用AUSM类格式中最新的AUSM+up格式。计算结果表明：AUSM+up能很好地模拟飞行器滚转运动这一非定常过程;滚转运动时,所设计的乘波飞行器能使高压气体很好地附着在乘波飞行器下表面从而使其具有较好的气动特性;当频率较大时,乘波飞行器由于角速度的诱导作用会导致升力出现迟滞现象;做滚转运动时,滚转力矩小于零,产生正阻尼,乘波飞行器不会产生“摇滚”运动。     

超声速飞行器FADS系统实时解算设计与验证

针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差0.1,迎角和侧滑角的测量误差均1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。     

基于改进的UPF雷达组网数据融合方法

传统粒子滤波方法(PF)中,粒子权值仅参考当前观测值,由于观测随机误差的影响,降低了粒子权值的准确性。本文提出一种新的粒子权值确定方法,利用目标运动方程向后外推目标状态,综合利用外推的目标状态以及历史观测数据,降低了观测随机误差的影响,改进了粒子权值的准确性,从而提高了粒子滤波性能。采用改进的粒子滤波方法处理多雷达测量数据,仿真结果表明,改进的粒子滤波方法可以很好地实现多雷达测量数据的融合处理,提高了目标外弹道定位精度,可以应用在飞行器跟踪测量的数据融合处理中。     

复杂城市环境下GNSS/INS轻轨轨道中线精密测量方法CSCD

在城市轻轨线路的中线精密测量中,传统的基于GNSS的测量方式往往受高楼、站台、上跨桥及声屏障等复杂环境信号遮挡影响,甚至无法接收到GNSS信号,难以得到满足精度要求的轨道中线坐标;而基于全站仪的测量方式需建立轨道控制网,作业效率低下。为了满足城市轻轨中线精密测量高精度和高效率的需求,采用GNSS/INS轨道中线精密测量方法,基于Kalman滤波将惯导、GNSS数据进行融合,并根据轨道检测仪在轨道上不发生垂向和侧向运动的特点,采用运动约束算法,以提升组合导航系统测量精度。同时设计了基于新息滤波的抗差检测,以剔除定位质量差的GNSS数据。通过将里程计比例因子误差增广到状态向量的方式进行参数估计,以减小里程计测量误差。通过集成惯导、GNSS、里程计等传感器的轨检小车,采集城市轻轨轨道测量数据。经数据处理和对比分析,在GNSS信号较差的复杂场景下能够得到厘米级的轻轨轨道中线坐标,且测量效率大大提升。     

射电干涉测量的动基应用

本文研究了与移动接收机有关的射电干涉测量误差源。结合已发表的数据,经独立研究给出了接收机噪声、时钟抖动、定时漂移、多路径误差、电离层和对流层折射效应引起的各种误差的均方根值。动基射电干涉测量系统仿真中,加进了有显著影响的统计误差模型,以评价接收机运动状态的测量精度。假设这个系统由两台配有原子钟的双频接收机组成。在记录的GPS信号相位的事后处理中,应用多普勒频移检测技术和互相关算法来确定基线距离和飞行器的运动参数。初步分析结果表明:动基射电干涉测量将提供与目前惯导技术同等的导航精度,甚至更高。     

光学三角法测头的精度优化技术研究

为了提高光学三角法测头在实际应用中的测量精度,本文在分析光学三角法测量原理的基础上,提出了一种基于自适应区域平均中点匹配算法的光学测头精度优化方法。该方法以空间域滤波思想为基础,可以根据测头的测量值自动判断测量误差的大小以及优化区域的大小,并可以针对不同表面给出相应的精度优化方法。实验结果表明,该优化算法可以准确描述被测物体表面的轮廓特征,并且能够降低测量误差50%以上,从而有效解决了光学扫描测量精度不足的问题,使测头能够达到微米级的测量精度,实现了零件的高效率、高精度测量。     

基于有理谱法的大气紊流仿真及应用研究

根据飞行仿真、控制律设计等应用需求,采用有理谱法建立了基于大气紊流Von Karman模型的有理式模型结构。对不同阶次有理式模型精度的对比分析研究表明,五四模型在整个频率范围内更为接近Von Karman模型。采用五四模型可更为精确地反映大气紊流高频特性对弹性飞行器运动及弹性振动特性的影响,并将五四模型应用于飞行仿真,分析了大气紊流对飞机纵向运动的影响。研究结果表明,该模型具有工程实用性。     

基于SDRE方法的空间飞行器轨道交会状态估计

针对空间飞行器自主交会对接的最终逼近阶段,采用雷达作为相对测量设备,建立了目标飞行器轨道坐标系下的相对运动方程以及基于星载雷达的测量模型;运用基于状态相关黎卡提方程(SDRE)的方法设计滤波器,对目标飞行器运动状态进行估计,给出了状态相关黎卡提方程的数值解法,通过具体仿真算例分析了所设计滤波器的性能,并与扩展卡尔曼滤波器进行了比较,结果表明所提出的滤波器模型具有更高的相对状态确定精度.     

基于有理谱法的大气紊流仿真及应用研究

根据飞行仿真、控制律设计等应用需求,采用有理谱法建立了基于大气紊流Von Karman模型的有理式模型结构。对不同阶次有理式模型精度的对比分析研究表明,五四模型在整个频率范围内更为接近Von Karman模型。采用五四模型可更为精确地反映大气紊流高频特性对弹性飞行器运动及弹性振动特性的影响,并将五四模型应用于飞行仿真,分析了大气紊流对飞机纵向运动的影响。研究结果表明,该模型具有工程实用性。     

外测数据系统误差及弹道的估计

一、引言飞行器飞行过程中,常用多站和不同测量系统进行观测。如何充分综合和利用这些跟踪数据,以便给出真实轨道,无疑是一个重要课题。各种测量系统的数据都含有系统误差和随机误差,它们会影响所估弹道的精度。本文研究了两站外测跟踪情况下,利用卡尔曼滤波方法先估计测量设备系统误差,然后进行补偿并获得弹道估计。这种方法使用线性误差模型,避免了运动方程的非线性,又能分离系统误差,故所估     

基于最大似然识别法的船体姿态角的自适应实时预报

一、前言舰船在海洋中受风、海浪等外力的作用下产生运动,其姿态变化的运动我们称之为摇摆运动。船载测量设备因受摇摆运动的影响,捕获跟踪高速飞行目标要比陆上设备困难得多。为使船上各测量设备能很好地捕获并跟踪目标,需对船摇数据进行实时处理,并作出数字预报。根据多次海上试验结果证明,船摇对目标测量影响较大,因此船摇数据处理的好坏,对提高数字引导精度,稳定各测量设备都有重要影响。测量船船摇数据处理的目的就是实时地处理附有噪声的一组随机过程的船摇姿态测量数据,尽可能准确地获得船摇参数的速度和位置预报量,以便引导设备准确地捕获并跟踪目标,为设备提供准确的修正量和前馈量。我们     

机动飞机的大迎角空气动力特性的预测

本文描述了一种初始设计的分析预测能力，它适用于非线性，气流条件随时间变化的非定常机动中的飞行器，此方法是流体动力学和飞行力学的直接耦合，用于分析大迎角和快速机动相关的旋涡，分离气流占主导地位的气流现象下飞行器的飞行状态，这种模块化设计方法基于正确地反映了复杂气流的物理特性，且补充了某些经验数据的数学气流模型之上，这种基于物理性质的方法适用于一般构型的飞行器，它不受特定的经验数据所决定，使用起来比较经济，由此得出的方法可应用来预测飞行器的指定机动动作或者气流条件，这种方法也可和解6自由度运动方程结合起来，用来预测飞行器的飞行轨迹和瞬态特性曲线，本文还介绍了对风洞模型和全尺寸试验飞行器的空气动力特性的测量和预测。     

表面热流可辨识性初步分析

表面热流的可辨识性分析可用于飞行器防热层内温度测量精度和测温点位置的确定,在工程上有较强的实用意义。从无量纲分析和仿真辨识出发,根据防热层材料热物性系数、测点位置、表面热流的频域特性等参数对表面热流辨识结果的影响规律,总结出了表面热流辨识问题的相似参数：基于表面热流频率参数的傅立叶数。此后,以这一傅立叶数为判据,针对不同测量误差值的情况初步建立起了表面热流可辨识性的准则和分析方法。     

动平台条件下基于全站仪的标校技术

舰船靠泊码头进行起降引导系统标校时,甲板处于晃动状态,架设在甲板上的全站仪无法满足置平要求,针对这一问题进行了动平台条件下基于全站仪的标校技术研究。首先,建立全站仪测量数学模型,以全站仪在动态条件下的测量数据为基础,将测量数据经空间几何运算后求得任意两目标点在甲板固连坐标系下的相对位置;其次,根据空间物体几何不变的性质,设计实验进行不同倾斜条件下的全站仪数据测量和相对位置偏差求解;最后,通过仿真分析了测量误差对相对位置平均偏差的影响。结果表明,全站仪在动平台条件下其测距、测角精度能满足标校要求。