导弹数字化对接系统动态测量算法设计及对接试验研究

针对我国导弹生产过程中舱段对接精度差、效率低且一致性差的问题,提出了一种结合激光跟踪仪及Steward平台的导弹数字化对接系统。在基于激光跟踪仪的动态测量方面,提出采用阵列靶球和T-Probe相结合的测量方式,通过对阵列靶球的测量获得高精度基准,通过对T-Probe的测量实现动态测量,从而实现对导弹舱段的高精度且高动态测量。基于所提出的导弹数字化对接系统,进行了导弹舱段数字化对接试验。试验结果表明,导弹舱段间导向销的径向峰值偏差为0.26mm,姿态峰值偏差为0.015°,能够满足导弹对接导向销的安全对接条件,对接时间小于25秒,提高了导弹舱段对接的精度及效率。     

乏信息多传感器压力数据自助模糊融合估计

乏信息多传感器压力测量数据的融合估计是压力测量研究的重要问题,不同于经典的统计学方法,结合自助法和模糊数学的相关算法,提出一种实现乏信息多传感器压力测量数据融合估计的自助模糊数学模型.对具有乏信息特征的多个压力传感器的测量数据进行自助抽样;利用最大熵算法构建出不同时刻与位置的多个压力传感器测量数据的自助分布;用自助分布进行加权均值计算,提取相应特征值,得到自助融合序列;通过模糊隶属函数得到所测压力值的真值与区间估计.实例计算表明：在乏信息条件下,算法精度可达87%;在大样本条件下,测量数据在置信水平99.7%下,融合估计可靠性可达95%,验证了乏信息自助模糊融合估计算法的有效性.     

基于多传感器测量的航天器舱段自动 对接位姿调整方法

针对航天器舱段对接通常采用的手工操作方式效率低、精度差和可靠性难以保证的问题,研发了一种基于多传感器测量的舱段自动对接装置,其中舱体位姿的测量和调整是保证对接质量和效率的关键因素。提出了一种基于激光轮廓传感器和CCD图像传感器等多传感器协同测量的舱段六自由度位姿估计和调整方法。首先,采用激光轮廓传感器对舱体进行扫描,获取位姿三维点云信息,并采用改进的最小二乘法对被测舱段位姿进行求解;然后,通过CCD图像传感器获取舱段对接孔位置,通过圆拟合计算角度偏差,求解和拟合的结果将反馈至控制系统进行调姿和对接。采用Gocator 2350激光轮廓传感器及大恒MER-1810-21U3C工业相机进行舱体测量和对接实验,结果表明,舱体位姿调整精度和效率均达到对接要求。该方法结合了激光轮廓传感器的可靠性和机器视觉的灵活性,有效提高了自动对接系统的效率、稳定性和一致性,足以满足未来军用以及民用的需求。      

基于虚拟视线交会的飞航导弹INS误差修正方法

针对飞航导弹惯性导航系统(INS,Inertial Navigation System)单独使用时存在位置和速度估计误差发散的问题,在不需要弹目距离信息的情况下,提出了一种基于对航路上单个已知地标连续、被动观测的INS误差修正方法.根据导弹与地标间的相对运动关系,采用虚拟视线交会的方法,将问题转化为多虚拟地标协同定位导弹问题.在此基础上,利用最小二乘思想,实现了导弹位置的有偏估计.以估计得到的有偏位置信息和基于大气系统得到的INS速度误差大小作为观测量,应用考虑系统误差估计补偿的卡尔曼滤波,实现了导弹位置和速度的无偏估计.仿真结果验证了方法的有效性.     

基于伪寿命的加速退化机理一致性边界检验

根据寿命型随机变量的加速机理一致性条件,提出一种基于伪寿命的加速退化机理一致性边界检验方法,通过由低到高逐一对各个加速应力水平下的退化机理一致性进行检验,来确定加速退化机理一致性的边界应力水平.针对工程常用的两类寿命型分布——对数正态分布和Weibull分布,分别以对数标准差和形状参数为退化机理表征量,在产品伪寿命估计的基础上建立了退化机理表征量齐性检验的F统计量,导出了退化机理一致性检验拒绝域的解析式,给出了退化机理一致性边界检验的具体步骤.该方法能够充分利用多个应力水平下表征产品退化机理一致的横向信息,有效提高了检验的精度.以某镀膜平板玻璃热退化机理一致性边界温度的确定为例,分析说明了该方法的合理性与有效性.     

推力矢量防空导弹伺服弹性的抑制

大长径比,低弹性频率的推力矢量控制导弹,由于其喷管摆动形成的惯性力对弹性模态产生激振,使弹体控制中存在伺服弹性问题.为了解决该问题,对摆动喷管控制下的弹性弹体模型进行了分析,针对弹性模态对控制系统的影响途径,提出了双传感器布局及测量信号预综合的方法.在此基础上,基于Steiglitz-McBride系统辨识方法,设计一种自适应噪声抑制滤波器对测得信号中的弹性分量进行处理,取得导弹刚体运动的有用信号.仿真证明该方法有效提高了控制系统对弹体弹性特征变化的适应性.双传感器的使用也增加了测量及滤波系统的可靠性.     

光流/惯导多传感器信息融合方法

将光流传感器多点布置在弹体上,建立了纵向平面内的弹体运动学模型和光流传感器量测模型,利用离散卡尔曼滤波器对光流信息和速率陀螺信息进行融合,估计弹体的高度、姿态和速度信息,并利用估计信息进行了超低空飞行的高度控制仿真,仿真结果表明:利用多个光流传感器和一个速率陀螺,可以准确地、实时地估计出弹体的高度、垂直速度、俯仰角、俯仰角速度和攻角等信息,并可利用这些信息实现导弹的超低空突防任务.     

基于多传感器天文信息的自主导航算法及可观测性分析

自主导航是未来航天器的发展趋势,利用由太阳敏感器、月球敏感器和红外地球敏感器组成的一体化多传感器天文观测平台,构建了多传感器的天文测量模型,结合航天器动力学模型,分析了自主导航系统的可观测性. 基于UKF滤波算法,建立多传感器自主导航算法,并采用原始测量信息和单点解析定位信息两种模式分别进行了仿真验证. 仿真结果表明,基于原始天文测量信息的自主导航模式,其导航精度要高于单点解析定位数据的自主导航精度,在无系统误差情况下,导航精度约为200m. 采用系统误差估计的自主导航方法后,常值系统误差对导航精度基本不产生影响.      

基于薄膜热电堆的新型高温瞬态热流密度传感器的研制

目前针对国内薄膜瞬态热流传感器一致性较差、制备工艺不成熟等问题，提出了一种基于光刻工艺和离子束溅射镀膜工艺的制备方法，200对T型金属薄膜热电偶沉积在10mm×10mm的水冷块上，测量1μm的氧化铝热阻层温差，从而得到瞬态热流密度值。对新型高温瞬态热流密度传感器进行比对法标定，一致性误差为0.211%，即工艺的一致性约为99.79%。实验表明，研制的新型高温瞬态热流密度传感器的一致性好,制备工艺具备良好重复性和可移植性，能够满足高温瞬态热流检测需要，为热流传感器的推广应用及标准化、批量化生产提供了良好的技术支撑。     

基于小波神经网络的多传感器自适应融合算法

针对多传感器融合系统的非线性和不确定性,将小波分析与神经网络相结合,提出一种基于小波神经网络的多传感器自适应融合算法.融合系统包括扩展卡尔曼滤波器、小波神经网络、融合知识库以及航迹融合算法.该算法以分布式融合结构为基础,利用环境信息理论和测量方差归一化方法构建小波神经网络,并且通过数值样本训练小波神经网络,使其在融合过程中实时估计各传感器的信任度,再由融合知识库根据各传感器信任度来选择适合的航迹融合算法,最终得到全局状态估计.实验结果表明,提出的融合算法可以根据环境变化在线自适应融合来自多传感器的测量值,对不确定信息具有很好的融合能力.      

深孔尺寸及形状误差自动综合测量理论与方法的研究

通过研究深孔尺寸及其形状误差在线自动综合测量的基本理论,给出一种新的误差分离方法。用此方法,能够在测量过程中将被测深孔工件尺寸及形状误差与工件的回转运动误差、测头的直线运动误差分离开来。而且在进行误差分离的同时,能精确确定被测表面各点的三维坐标,建立起各项被测参数的数学模型,并研制成功由微机实时数据处理的深孔在线综合测量系统。实验结果表明,该测量系统的基本理论正确,测量结果准确可靠。     

弹用电磁继电器贮存退化试验及其寿命预测方法

弹用电磁继电器（EMR）是国防武器系统中重要的机电元件,负责信号传递、电路保护与控制、负载切换等功能,对弹用EMR贮存可靠性的可靠评估已成为亟待解决的问题。以装备应用普遍的某型弹用EMR为例,提出一种考虑性能退化的贮存可靠性试验和评价方法。通过研制的弹用EMR贮存退化试验综合系统,获得了其贮存退化敏感参数的变化情况,对弹用EMR的贮存可靠性建模方法进行了探索性研究。提出了基于时间序列分析和小波变换方法的实测参数预处理方法,提高了预测精度。通过回归理论估计了贮存退化模型的参数,并用所建模型对弹用EMR正常温度应力下的贮存寿命进行了预测。      

导弹侵切角测量方法研究CSCD

针对导弹攻击目标时的侵切角测量问题,提出采用2台高速摄像机近距离凝视交会测量导弹中轴线上特征点位置,结合在试验前通过精密测量目标被攻击平面特征点方法建立的平面方程,分析计算侵切角。仿真结果表明:在高速摄像机测角精度优于13.4″的情况下,测量精度优于1°。该方法技术实现容易,对导弹攻击陆上目标试验时的侵切角测量,具有一定的参考价值。     

基于双观测器的卫星姿控系统敏感器故障隔离

卫星的姿态测量部件通常包括光学敏感器和惯性敏感器,这两类敏感器的故障隔离是卫星闭环姿控系统故障诊断的难点之一。利用双观测器方法实现两类敏感器的故障隔离,由卫星姿态运动学方程可知,这两类敏感器的输出存在解析冗余,可建立一个"虚拟"系统。对这个系统设计两个不同的观测器,其中一个是Kalman滤波器,能检测两类敏感器的故障;另一个是隔离观测器,能检测光学敏感器的故障,通过比较这两个观测器的输出残差,达到故障隔离的目的。将该方法应用于包含太阳敏感器、红外地球敏感器和陀螺的卫星姿控系统的故障诊断,数学仿真结果验证了这种方法的有效性。     

地-空导弹最优制导律研究

本文在导弹质点运动不作任何简化的条件下,建立导弹-目标状态空间数学模型,得到以雷达测量参数表示的,可对付机动目标的最优制导规律,将其用于某型导弹上,仿真结果表明该制导律有较好的导引精度和一定的工程实用价值;同时就导弹起控点处高低角、方位角对脱靶量的影响作了研究,该制导律能降低对导弹发射条件的要求。     

发射系下的SINS/CNS/GNSS组合导航UKF滤波算法

弹载系统的组合导航系统模型常建立在发射惯性坐标系下，且捷联惯性/天文导航/卫星导航（SINS/CNS/GNSS）是一种目前研究较多的组合模式。该组合导航系统的状态方程具有强非线性的特点，常用的滤波方法为扩展卡尔曼滤波（EKF）。为了提高组合导航系统的精度及可靠性，对该组合导航系统的无迹卡尔曼滤波（UKF）模型进行了设计，直接将姿态、位置与速度参数作为状态的一部分，利用CNS及GNSS提供的姿态与位置构成量测方程，并详细给出了姿态样本点的生成、均值及方差的生成过程。仿真结果表明，相对于EKF算法，采用UKF算法后各导航参数的精度可提高约20%~30%，并且系统的实时性也可以得到保证。     

基于光纤复用技术的弹体表面场参数组网测量技术

针对传统导弹武器环境参数测量系统测点多且分散，以及量程余量大所导致的电缆网笨重等问题，提出了一种基于光纤复用技术的波分复用（Wavelength Division Multiplexing, WMD）与空分复用（Space Division Multiplexing, SDM）相结合的弹体表面场参数组网测量方案；该系统能够有效地实现弹体表面温度、压力、应变等多环境参数同时测量，测量节点可多达320路；分析了大容量光纤传感网络中所面临的关键技术，并阐述了其在导弹上的工程应用分析；为有效满足弹体小型化、轻型化、高灵敏度及减少弹体体积重量提供了新的思路及解决途径。     

气动舵机高压反向直动式减压阀的设计及特性

气动舵机在防空导弹的飞行姿态控制系统中是关键部件,直接影响导弹的飞行稳定性及姿态控制能力。弹载高压气体经过减压为气动舵机提供动力,可以减小气源系统所占的空间且尽可能多地携带气体以利于提高导弹射程。针对某型号导弹,设计了一种具有锥形阀瓣的高压反向非平衡直动式减压阀,建立了该类减压阀热力学及静力分析的数学模型,并在此基础上开发了其设计校核软件。建立了基于AMESim软件的稳态及非稳态进口压力下的仿真模型,对其压力、流量特性及阀芯位移特性进行了模拟分析。结果表明:该减压阀在设计参数下具有较好的压力及流量特性,且理论计算结果与仿真分析结果吻合较好。      

基于多传感器的卫星自主导航信息融合算法

通常卫星上装有较多的自主导航传感器,如何将其信息有效的组织并充分利用,是卫星自主导航的关键问题。采用信息融合技术把两种或多种导航系统组合起来,应用最优估计理论,形成最优组合导航系统,有利于充分运用各导航系统的信息进行信息互补和信息合作,已逐渐成为了导航定位技术的发展方向。文章针对星敏感器、红外地平仪、雷达高度计、紫外敏感器组成的卫星自主导航系统的特点,提出了一种基于联邦卡尔曼滤波技术进行轨道确定的信息融合算法。仿真结果表明,该方案能够获得较高的定轨精度,有效抑制滤波发散,整个系统的运算速度和收敛速度也有所提高。