变外形飞行器机械结构复杂,在变外形过程中发生故障的概率大,传感器测量成本高,针对这些问题,提出了一种基于长短时神经网络进行飞行器测试故障诊断的方法.首先根据变外形飞行器的气动参数模型和非线性动力学模型,构建变外形飞行器执行机构故障特征数据库.然后针对变外形飞行器发生故障时的序列化特征数据,提出基于长短时神经网络的执行器故障诊断框架.利用蚁群优化算法对网络训练的超参数进行优化,提高故障诊断的准确性与泛化性.通过仿真验证了该方法可实现变外形飞行器的低成本、高效率、高精度的故障快速定位.
针对四旋翼无人机吊挂负载系统飞行中的摆角抑制问题,考虑过快位置机动容易引起吊挂大幅度摆动,提出了一种基于嵌套饱和的四旋翼无人机吊挂负载控制器.首先,利用扩张状态观测器估计干扰,设计具有强抗扰能力的垂直位置控制器;其次,基于简化模型通过构建李雅普诺夫函数,设计控制摆角收敛的抑摆控制器;最后,基于一种嵌套饱和控制方法,设计了限制机动速度的水平位置控制器.与已有控制方法的仿真对比表明,该控制器不但能保证四旋翼无人机吊挂负载系统稳定飞行,还能在大幅度位置机动指令下有效减小最大摆幅.
针对导弹飞控系统存在外部干扰、执行机构故障等问题,运用一种鲁棒增量式动态逆被动容错控制方法,以避免主动故障诊断带来的计算效率问题,同时实现飞行姿态的可靠安全控制.针对外部干扰及执行机构故障等控制系统不确定性,建立导弹三通道姿态控制模型,基于干扰观测器对不确定性进行估计与补偿设计终端滑模控制律.为进一步增强导弹姿态控制系统的鲁棒性,给出导弹增量式动态逆容错控制律,结合终端滑模控制设计干扰补偿的增量式动态逆终端滑模控制律,并对系统残差进行分析比较.某典型全弹道姿态跟踪任务仿真表明,该方法在故障未知的情况下仍然保持姿态跟踪特性与容错能力,实现导弹姿态鲁棒精准快速控制.
提出了一种基于单目相机的小型多旋翼无人机的连续避障策略.所提出的方法包括深度估计和导航决策两个模块.其中,在深度估计模块采用条件对抗网络对无人机采集得到的 RGB图片进行训练预处理,在导航决策模块采用深度确定性策略梯度(DDPG)算法实现无人机的连续避障.在此基础上,对 DDPG 中的 Actor 网络进行改进,通过使用多模态网络代替原有策略网络,从而抑制无人机飞行震动,提高避障能力.最后,在 Airsim仿真环境中进行测试,实验表明所提算法模型经过训练能够使无人机成功躲避障碍物并到达指定目标点,与原有算法相比避障轨迹得到明显改善.
针对导弹球窝喷管电动伺服系统中存在摩擦非线性问题,提出一种基于改进稳态 Lugre 摩擦模型的摩擦积分自适应补偿控制策略.建立基于 Lugre 摩擦模型的球窝喷管电动伺服系统运动学方程,并结合修正稳态Lugre摩擦模型完成伺服系统简化状态方程;采用反步设计方法,设计含摩擦积分补偿的非线性控制器,同时引入摩擦参数自适应律提高补偿精度,并通过设计 Lyapunov 函数保证系统全局渐近稳定性;开展了基于遗传算法稳态 Lugre摩擦模型参数辨识,建立含摩擦模型的电动伺服系统仿真模型并验证了算法有效性,仿真试验结果表明,与传统PID控制相比,摩擦积分自适应补偿控制能较好地抑制波形畸变,提高了电动伺服系统低速跟踪性能.
高超声速飞行器存在气动非线性强、复杂振动干扰等特点,参数不确定性大条件下传统依赖于精确模型的控制方法品质下降明显,需要进一步提高控制系统在线适应能力.针对弹性高超声速飞行器过载跟踪性能在线优化和弹性振动影响下的控制参数优化问题,提出了一种基于数据驱动的自学习控制方法,首先将高超声速飞行器输出反馈控制问题转化为状态反馈形式,采用鲁棒自适应动态规划算法设计了适用于过载跟踪问题的无模型控制参数在线优化方法,然后针对飞行器复杂弹性振动干扰的问题,提出了基于陷波滤波器的自适应动态规划控制方法,从而保证了振动影响下的控制参数在线优化效果.仿真结果表明,在不依赖于准确模型参数的条件下,所提的方法能够有效实现弹性振动干扰下的控制参数在线优化,并提高过载跟踪控制品质.
Cooperative interception of the target with strong maneuverability by multiple missiles with weak maneuverability in the three-dimensional nonlinear model is studied. Firstly, the three-dimensional nonlinear model of cooperative guidance is established. The three-dimensional reachable region is represented composed of lateral acceleration and longitudinal acceleration in the two-dimensional coordinate system. Secondly, the problem of the multiple missile's reachable coverage area is transformed into the problem of cooperative coverage. A cooperative coverage strategy is proposed and an algorithm for quickly calculating the number of required missiles is designed. Then, the guidance law based on the cooperative coverage strategy is proposed, and it is proved that cooperative interception of the target can be achieved under the acceleration limit. Moreover, the relations among the number of missiles, the initial array position of terminal guidance and the coverage area of the target’s large maneuver are analyzed. The dynamic adjustment strategy of guidance parameters is proposed to reduce the guidance error. Finally, simulation results show that multiple missiles with low maneuverability can achieve effective interception of target with strong maneuverability through the proposed cooperative strategy and cooperative guidance method.
传统视觉导航方法多依赖于稳定的环境特征和全局一致的地图,对于环境特征及光照要求较高,同时存在无法获得精确的导航位置、收敛性无法保证等问题;因此提出了一种不依赖全局地图,仅通过识别 ArUco 码信息实现自主移动机器人返航的方法.机器人在出发状态中识别并以时序记录相对于视界内的 ArUco 码的关键位姿,使得在返航状态中通过选择视界内时序更小的 ArUco码并构建局部坐标系从而实现局部定位与导航,并通过局部坐标系的连续变化,实现无全局地图返回出发点的目的.机器人对不同的出发路径实现了返回出发点的结果并实现了静态障碍物的避障功能,在全覆盖路径返航测试中节约了 79.16%的路程,同时机器人在 20 次重复定位测试中实现了平均停止误差 0.8cm.该方法展现出对于不同出发路径采用更短的返航路径的能力,具有一定的自适应性.
临近空间飞行器在稀-稠大气过渡阶段且反推力矢量装置(Reaction Control System,RCS)有剩余燃料的情况下,RCS对于非冗余舵面的故障补偿与在线重构具有重要意义.基于此,研究了针对非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法,以实现飞行器的安全可靠控制.首先,建立了执行机构故障等不确定影响下的姿态控制模型;其次,针对舵面故障给出了基于残差观测的故障检测与自诊断方法,设计了 RCS与舵面复合故障的分离诊断策略;然后,基于非线性比例-微分控制及故障诊断信息,设计了舵面故障补偿的自愈控制器;同时,基于 RCS故障喷管序列判定,设计了复合故障下 RCS在线重构的自愈控制器.最后,通过某典型全弹道姿态跟踪数值仿真,验证了该方法的有效性及可靠性.
针对空空导弹在拦截飞机目标时规避人工诱饵干扰的探测路径规划需求,提出了一种面向探测效能增强的导弹路径规划方法.在传统 A*路径规划方法的基础上,采用基于运动学的连续多步扩展方式生成路径扩展点,用于对干扰威胁区域的提前检测;采用速度与时间乘积表示规划步长,将固定距离步长转换为固定时间步长,以适应不同导弹速度下的路径规划;采用动态虚拟目标点替代真实目标点以将规划路径导向期望的探测进入角度.仿真结果表明,采用本路径规划方法可以得到较小曲率、较短长度且可避开干扰威胁区域的路径,通过设定合适的探测进入角度可以减少导弹机动量并提高对目标的探测覆盖时长占比,有利于增强导弹对目标的探测效能.
以四旋翼无人机为研究对象,基于终端滑模控制技术,实现了四旋翼无人机系统的编队飞行控制.在构建四旋翼无人机数学模型的基础上,为每架四旋翼无人机设计了广义误差状态,基于广义误差状态提出编队控制目标.为实现编队控制目标,设计了基于终端滑模控制的编队控制器,最终所有四旋翼无人机的广义误差状态收敛到零时即实现期望的编队队形,进一步结合有限时间稳定性理论给出了上述编队控制器有限时间稳定性证明.最后用一个仿真实例验证了所提出算法的有效性,并将提出的控制器与基于线性滑模控制的控制器进行对比,实验证明所提出的控制算法具有更好的编队控制效果.
针对无人机对风机叶片表面缺陷检测中出现的多尺度目标问题,提出一种基于改进 SSD的风机叶片缺陷检测方法.以具有多尺度结构框架的目标检测模型 SSD 为基础,引入残差网络 ResNet50 作为其特征提取网络,用以获取更深层次的细节特征信息,从而提升缺陷检测模型的整体效果.在建立的风机叶片表面缺陷图像数据集下进行模型验证,结果表明,该方法的平均精确度 mAP@.5 为 84.29%,与 YOLOv3 和 RetainNet相比,对各类型缺陷的平均精确度分别提高了 2.92%和 8.69%,同时较传统 SSD算法平均精确度提升了 2.21%.
针对一款基于双DMD的光谱维编码中波红外光谱成像系统的应用需求,在经典的 Hadamard 变换完备编码理论基础上,提出了一种具有最大信噪比增益的编码矩阵.结合基于双 DMD的光谱维编码中波红外光谱成像系统的光路结构和工作原理,探讨了光谱维DMD所加载的编码模板的设计方法.建立了区块化光谱重构算法的数学模型,并进行了实验验证.实验结果表明,原理样机在具有良好的光谱成像能力的基础上,能够实现较高实时性的凝视成像,其在低光谱分辨率模式下光谱数据立方体帧频能够达到 22.35 帧/s,验证了区块化光谱重构算法的有效性.
氧氟玻璃具有良好的透红外性能,且可实现低成本、短周期和大尺寸制备,是高端红外窗口的优质候选材料.随着红外技术的不断革新和光学系统技术的不断进步,对超大尺寸、高性能的红外窗口玻璃提出了更高的要求.基于此,中国科学院上海光学精密机械研究所研究团队经过十余年技术积累,通过精密温场控制技术和脱羟除铂技术,首次实现了国内米级高性能镓酸盐氧氟红外玻璃及大尺寸半球整流罩的制备,此材料可作为红外窗口应用于新一代红外探测等多个领域.
针对现有红外和合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar,SAR)图像的融合算法融合质量差、边缘轮廓不清晰、效率低下、可视性差、目标检测效率低等问题,提出一种基于非下采样轮廓波变换的融合算法.首先采用非下采样轮廓波变换对预处理的红外和SAR图像进行分解,获得各自低频和带通方向图像,接着根据红外和SAR图像的特征选取其含重要目标信息的频带进行低频图像和带通方向图像融合.为了检验本文所提出算法性能的优越性,采用两组红外和 SAR图像进行融合实验,与其他图像融合算法进行对比,并对融合图像进行目标检测,证明了该融合算法能有效提高多源图像目标检测率.
根据成像制导系统提高恶劣环境成像能力和识别真假目标能力的发展需求,研究设计正交线偏振光成像制导超透镜镜头.通过分析超透镜的偏振和相位调控原理,基于传输相位和矩形结构通过最小标准差匹配法设计了基于硅和氟化钡材料的中红外正交线偏振光成像超透镜,工作波长为 3μm.利用时域有限差分法对正交线偏振光超透镜进行了仿真,验证偏振成像效果和计算偏振对比度.仿真结果表明,当超透镜数值孔径为 0.21 时,正交线偏振光聚焦效率分别为 80.5%和 80.8%,最大偏振对比度为 13dB.
To solve the problem of low precision of vibration source signals extraction caused by the strong convolution effect of vibration signals in the process of rocket shell propagation, an adaptive extraction method of rocket vibration signals based on convolution blind source separation is studied. Based on the independence among the vibration sources, the method establishes the objective function of the fourth order statistics, and uses the random gradient method to realize the adaptive updating of parameters. The inverse filter structure of the rocket shell system is optimized to obtain the original vibration source signal. By analyzing the high frequency vibration data of a carrier rocket engine, the results show that, compared with the linear adaptive blind source separation method and the nonlinear adaptive blind source separation method, the convolution adaptive blind source separation method can obviously find the frequency corresponding to turbine rotation and combustion, as well as some broadband excitation, due to considering the convolution effect and underdetermined conditions in practice, which verifies the effectiveness of the proposed method.
In order to verify the technical scheme of autonomous landing on complex lunar terrain for lunar landers, this paper simulates the lunar surface model, lunar physical environment and lunar illumination environment based on Unity3D physical engine. At the same time, it designs and develops a simulation system for simulating the autonomous landing site selection and real-time landing trajectory planning of lunar landers. The working process of the simulation system includes: local lunar surface reconstruction based on the information fusion of area array radar and stereo camera, real-time assessment of lunar surface terrain landing cost and automatic landing location based on 3D reconstruction results, and optimal fuel consumption landing motion planning to enable the lander to reach the location target. The simulation system of short-range autonomous location landing of the lunar lander is constructed, and the feasibility of the autonomous landing process of “terrain reconstruction-terrain landing risk evaluation-autonomous landing point selection-soft landing” is preliminarily verified from the perspective of simulation.
Aerospace vehicles have the characteristics of mobility, high speed and real-time attack. In order to ensure the accuracy, reliability and robustness of the navigation system of the aerospace vehicle under various complex flight conditions, a multi-source fault-tolerant robust integrated navigation system including inertial navigation, GNSS and celestial navigation is constructed. A robust multi-sensor information fusion method based on the Huber rule is designed to solve the problem of non-Gaussian measurement noise in nonlinear systems caused by the complex electromagnetic environment in space. The fault diagnosis and isolation strategy are designed for the high dynamic GNSS signal is disturbed, deceived, receiver lost lock and star map is motion-blurred. The simulation results show that the multi-source fault-tolerant robust integrated navigation system can effectively improve the navigation system under complex conditions, and provide an effective reference for the design of the navigation system of aerospace vehicles.
By analyzing the combat mission, battlefield environment and the thread of helicopters briefly, the importance of self-defense electronic warfare systems for helicopter survival in the war and combat mission implementation is described. The composition, working principle, representative products abroad and development status of helicopter self-defense electronic warfare systems are introduced. Furthermore, the development trends of self-defense electronic warfare for helicopters are pointed out.
