中国飞行试验研究院 技术中心测试所,陕西 西安 710089
近年来随着航空电子数字视频总线(avionics digital video bus,ADVB)的快速发展,ADVB逐渐替代了机载原有的数字视频接口(digital visual interface,DVI)、视频图形阵列(video graphics array,VGA)、低电压差分信号(low-voltage differential signal,LVDS)等视频传输方式,在先进战斗机、民机、直升机、教练机等新型试验机航电系统中成为重要的数据载体。面对新型视频总线测试,现有的试验测试方法已经不能满足要求。从基础协议研究出发,结合机载航电系统的接口控制文件(interface control document,ICD)结构特征信息,通过自适应识别、重采样、时序重构等技术途径,完成了高速率、多样化视频格式的自适应处理,实现了多型机的通用化测试;通过搭建试验平台,成功实现1 680×1 050@60 fps等非常规视频、2 560×1 024 @30 fps等高分辨率视频的采集记录。回放视频数据完整清晰,验证了本文方法的有效性。设计的测试系统兼容现有的视频测试现状,能够有效降低试飞成本,提高试飞效率。
ADVB协议 重采样 通用化测试 飞行试验 ADVB protocol resampling generalized test flight test
根据某机试飞测试需求, 需要在弹舱内采用摄影测量方法, 在弹舱内相应位置安装高速摄像机, 采用双目立体交会测量方法测试飞机不同高度下**投射试验, 检测**舱的弹射**分离过程、速度、姿态等。为了估算机载高速影像测试系统的精度, 保证试飞测试的科学性和严谨性, 提出了机载高速影像测量系统测量精度的理论分析方法, 并通过设计测量自由落体的速度及精密转台的角速度两个实验, 对所提出的理论分析方法进行了验证。实验结果表明, 所提误差分析方法对某机载高速影像测试系统具有指导作用, 为后续试飞中的测量精度估算提供了理论支撑。
摄影测量 双目立体交会测量 **弹射 飞行试验 photogrammetry binocular stereo intersection measurement weapon ejection flight test
针对含有建模不确定性与外界扰动下的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制问题, 提出了一种结合连续快速非奇异终端滑模控制与线性自抗扰控制的控制策略。用Newton-Euler方程获得四旋翼飞行器的动力学模型, 将其分成内环与外环两个控制回路: 内环采用连续快速非奇异终端滑模控制来实现姿态角的快速收敛; 外环采用线性自抗扰控制来抑制外界干扰和实现高精度轨迹跟踪。同时, 分析了内外环控制器的稳定性。最后, 通过仿真算例与飞行试验验证了所提控制策略的有效性。结果表明, 所提方法响应速度快, 具有较好的鲁棒性、较高的控制精度与较强的抗干扰能力, 能够满足四旋翼飞行器轨迹跟踪控制的需求。
四旋翼飞行器 轨迹跟踪控制 终端滑模控制 线性自抗扰控制 飞行试验 quadrotor aircraft trajectory tracking control terminal sliding mode control linear active disturbance rejection control flight experiment
北京信息科技大学高动态导航技术北京市重点实验室, 北京 100101
针对一种微小型制导弹药结合气动计算和基于加速度计的弹体攻角估算方法, 进行了攻角辨识研究。建立了气动模型, 计算得到制导弹药典型飞行条件下的气动与平衡攻角数据。利用气动力特征建立了一种攻角辨识模型, 提出一种弹上惯性测量单元(IMU)硬件布局方案。结合试验数据, 给出了制导弹药的攻角辨识结果。与仿真结果的对比分析表明, 基于飞行试验数据的攻角辨识结果与气动仿真结果较为一致, 证明所提出的攻角辨识方法合理可行。
微小型制导弹药 攻角辨识 飞行试验 气动计算 aminiature guidedmunition attack angle identification flight test aerodynamic calculation
1 中国飞行试验研究院航空工业飞行仿真航空科技重点实验室, 陕西西安 710089
2 航空工业空气动力研究院, 辽宁沈阳 110034
针对边界层转捩探测飞行试验需求, 开展飞行条件下的红外热像转捩探测方法研究。通过发射率、辐射入射角及被测件与背景环境的温度差等主要影响因素分析, 实施被测件表面处理、红外光路调整、日照辐射及被测件内部加热等措施, 以试飞方法、数据处理方法和准度考核构建了一套转捩探测试飞应用方法。开展真实飞行试验, 针对干净机翼上表面转捩位置测量进行技术验证, 飞行高度 Hp=6~7 km, 飞行马赫数 M=0.55~0.65。试验结果表明, 该技术实用可靠, 可为后续层流机翼或翼套气动力飞行试验提供参考。
红外热像 转捩探测 飞行试验 infrared image, transition measurement, flight tes
1 南京航空航天大学自动化学院, 南京 210016
2 中国航空无线电电子研究所, 上海 200233
针对无人直升机自主着舰过程, 自主设计了一套基于视觉引导的无人直升机着舰方案, 根据实际应用场合设计了无人直升机着舰地标, 采用基于Canny边缘检测与Harris角点检测相结合的方法获得了着舰地标特征, 通过坐标变换获得了精确的目标点位置及参考航向信息, 基于扩展卡尔曼滤波将视觉处理信息与惯导信息进行融合处理, 开展了飞行试验。试验结果表明,本系统方案满足无人直升机自主模拟着舰验证性要求。
无人直升机着舰 视觉引导 扩展卡尔曼滤波 飞行试验 unmanned helicopter landing visual guidance EKF flight test
1 浙江传媒学院电子信息学院, 浙江 杭州 310018
2 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所, 吉林 长春 130033
为提高小型机载光电平台的目标定位精度,提出了一种基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的目标定位算法。根据机载光电平台锁定跟踪目标的特性,对同一目标进行多次测量。依据组合导航系统测量的载机位置、姿态信息及位置编码器测量的框架角位置信息,结合地球椭球模型确定目标的视轴指向。建立状态方程和测量方程,利用扩展卡尔曼滤波对目标的地理位置进行估计。采用蒙特卡罗法分析了测量误差对目标定位精度的影响,仿真结果显示:所提算法的精度较高,稳健性较高。采用飞行试验验证了该算法的有效性,当飞行高度为4300 m时,目标定位精度优于15 m。与基于地球椭球模型的算法相比,所提算法的目标定位精度明显提高。
遥感 目标定位 扩展卡尔曼滤波 机载光电平台 误差分析 飞行试验