旋转弹

摘要： 旋转弹的电视摄像头拍摄画面会产生旋转及抖动模糊,在预先侦查目标数据较少且末制导段视野目标较小的情况下,目标难以精确探测,为此提出一种基于改进YOLOv3和核相关滤波(KCF)算法的目标检测与跟踪算法,通过深度学习实现目标的自动检测。制作模拟山地打击场景的数据集,基于少量数据样本的前提,模拟不同天气、光照、运动及旋转模糊等复杂环境,完成在网络学习中数据的增强和扩充;通过在YOLOv3网络基础上添加Inception多尺度分支结构,增加网络对于目标不同尺寸的适应性,减少网络层数,更能适应对小目标的检测;在实现目标定位方法上,将目标检测与跟踪算法相融合,提出一种目标丢失判别机制,并利用弹道的速度—时间信息更新目标跟踪框尺度。仿真实验结果表明,相比原始算法,改进算法能更有效实现复杂环境下的目标检测和跟踪。

摘要： 以捷联式半主动激光导引头为研究对象,研究其应用在旋转弹上制导信息的提取方法。根据坐标转换关系得到旋转弹惯性系视线角解耦模型,由于导引头和速率陀螺仪具有测量误差特性,直接解耦得到的制导信息会产生较大的误差。基于视线角解耦模型的非线性,采用扩展卡尔曼滤波(EKF)的方法对测量信息进行滤波处理,估计出目标的位置,从而得到捷联式半主动激光导引旋转弹的制导信息。将扩展卡尔曼滤波方法与α-β滤波方法进行对比分析,得到扩展卡尔曼滤波方法对捷联式半主动激光导引旋转弹制导信息的估计精度更高,收敛更快。

摘要： 针对单通道控制旋转弹存在气动力不对称,无法直接采用解析方法分析其锥形运动稳定性的不足,研究了其角运动模型和角运动复分析方法.通过在系统矩阵的不对称气动力项中引入比例因子,构建了单对称μ系数模型和对应的复攻角运动模型,并利用复分析方法对无舵偏、固定舵偏及正弦式舵偏情况下的角运动特性进行解析求解.对比分析单通道控制旋转弹的角运动收敛过程、稳态及共振情况,验证了单对称μ系数模型的有效性和角运动解析求解的正确性,揭示了单通道控制旋转弹在正弦式舵偏情况下出现共振不稳定的机理.

摘要： 针对高转速的旋转弹等制导弹药滚转角及滚转角速率实时获取的问题,提出一种基于地磁信息的滚转角及滚转角速率的实时快速估计方法.首先根据旋转弹的轴向滚转运动特性,利用卡尔曼滤波算法实时估计弹丸在轴向高速旋转的状态下的滚转角以及角速率,考虑弹载实时应用需求,在卡尔曼滤波的基础上进一步采用α-β-γ滤波来提高估计算法的实时性.通过仿真数据以及半物理验证,结果表明,相比于直接用卡尔曼滤波估计,采用α-β-γ滤波估计的时间缩短一个数量级,明显提高算法的实时性和快速性.同时该方法估计的滚转角误差在3°以内,比系统直接解算的滚转角准确度提高1倍;滚转角速率的估计准确度在5°/s以内,比直接求导准确度提高6倍以上,满足常规旋转弹的需求.

摘要： 以旋转弹的全捷联导引头为研究对象,重点研究了旋转弹的全捷联导引头视线角及视线角速率估计方法.全捷联导引头的结构和传统速率陀螺导引头有较大差别,其测量系统与弹体固联,导引头只能获得弹体坐标系下的测量信息,并且测量信息中耦合有弹体姿态信息,无法直接用于旋转弹的控制制导.根据坐标系之间的转换关系建立了旋转弹惯性视线角的数学模型和视线角解耦模型,从而进一步确立旋转弹惯性视线角估计的数学模型.选用无迹卡尔曼滤波方法(UKF),设计出卡尔曼滤波器,对估计到的含有噪声信息的视线角进行滤波;最后进行数学仿真,验证了视线角估计数学模型的有效性,与扩展卡尔曼滤波方法(EKF)和容积卡尔曼滤波方法(CKF)相比,UKF对于全捷联旋转弹的导引信息估计有更高的精度.

摘要： 针对常规旋转弹转速测量中传统的微机电系统(MEMS)陀螺仪在量程和精度上不能同时满足测试要求的问题,提出了一种新的转速测量方法,通过增加一个无刷直流伺服电机控制的稳定平台来隔离弹体的高速旋转;介绍了系统测量原理与结构组成,并完成了系统的软硬件设计;通过高精度飞行仿真转台对弹体转速测量系统进行了有效性验证,试验结果表明,该测量系统可以准确地测量弹体的转速,其误差在1°/s左右,实现了通过高精度小量程陀螺仪测量高转速的目的.

摘要： The spinning missiles are subjected to external disturbances and uncertainties during flight, and there are the aerodynamic cross-linking,inertial cross-linking and control cross-linking.To realize stable flight,it is necessary to design decoupling controller.Therefore, a decoupling control method based on the receding horizon optimization(RHO)was proposed.The kinematic models of the spinning missile and the ser-vo system were expressed in the form of state space,and the augmented equations of state were obtained based on the equations of state of the spinning missile,the command filters and the integral of the tracking error.The control value was calculated using the RHO based on the command filter,and in order to realize the decou-pling control of the spinning missile,the controller gains were adjusted in real time according to the difference between the system output and the command signal.Through the acceleration control simulation results,it can be seen that the designed control system is basically not affected by the spinning rate,the modeling errors and the external disturbances,which has high robustness.%旋转弹在飞行过程中会受到外界干扰和不确定性的影响,并且存在气动交联、惯性交联和控制交联,为了实现稳定飞行,有必要进行解耦控制器设计.提出了一种基于滚动时域优化(RHO)的解耦控制方法.将旋转弹和舵机系统的动力学模型用状态空间形式描述,基于旋转弹、指令滤波器、积分跟踪误差的状态方程得到一个增广状态方程.采用基于指令滤波器的滚动时域优化方法进行控制量解算,根据系统输出与指令信号之间的差值实时调节控制器增益,实现旋转弹解耦控制.从加速度控制仿真结果可以看出,所设计的控制系统基本不受转速、建模误差和外界干扰的影响,具有较高的鲁棒性.

摘要： 导弹制导控制的弹道仿真是导弹设计仿真的重要内容,通过弹道仿真可以验证控制律设计和制导律设计.本文把整个弹道仿真模型分为弹体六自由度仿真子模块、制导回路仿真子模块、控制系统仿真子模块、气动力和气动力矩仿真子模块进行分层设计,详细设计了制导律、控制系统以及分析了旋转弹双通道控制的气动特性参数,从而建立了完整的旋转弹双通道控制空间弹道仿真模型,并给出了仿真结果.

摘要： 针对旋转弹捷联导引头存在的问题,文中提供了一种可应用的目标视线角提取方法.通过对目标视线角提取方法的研究比较,设计了改进外模控制器,此控制器具备预估跟踪微分滤波能力,能够从生成的视线角信号中提取出系统可用的视线角速度信息.此方法为时滞系统控制进一步向工程应用提供了依据.

摘要： 以某自旋转尾翼鸭式布局飞行器为研究对象,通过风洞试验方法,分别采用静态测力天平、静态采集系统和动态测力天平、动态采集系统测量该导弹静、动态的六分量气动力.通过动态测力试验,可以准确模拟旋转弹的转速,并得到导弹旋转状态下各气动力随模型相位角的变化规律.最后,通过与静态数据的比较分析,表明本次试验所采用的动态测力试验方法可行,试验数据可靠.

摘要： 弹载卫星定位信号接收系统由于精度高、没有积累误差等优点受到了广泛的重视。旋转弹丸飞行中的高旋转、高动态条件会造成引信用卫星定位接收系统无法正常定位。本文利用干扰信号导航技术，以电子干扰系统所发出的干扰信号为参考，借助本文设计的旋转弹载GPS自动跟踪系统，获取转角以及转速等信息，并以此来辅助GPS导航，达到抗干扰的效果，增强旋转弹载GPS接收系性能。

摘要： 研究了旋转弹变质心控制系统的姿态控制问题.建立了带有两个可移动滑块的导弹系统非线性运动模型,分析了滑块与弹壳的相对运动关系对系统运动产生的耦合影响.针对旋转导弹的运动特性设计了变质心姿态控制律来计算滑块的期望位置,同时分析了滑块执行机构的运动特点,从而达到改变导弹飞行姿态的目的.非线性仿真验证了控制律的有效性.

摘要： 针对旋转弹下捷联导引头无法直接获得制导系统所需惯性视线角速度的问题,提出基于非线性滤波的制导信息估计算法.首先根据坐标转换推导了旋转捷联导引头的视线角速度解耦方程,其次针对地面固定目标,提出了理想状态下的系统方程和观测方程.由于系统的强非线性,采用无迹卡尔曼滤波和容积卡尔曼滤波对相应参数信息进行估计.通过在不同采样周期下两种滤波方法的平均误差和误差的标准方差的对比,说明容积卡尔曼滤波的相对优越性.

摘要： 简要说明了超高速动能导弹脉冲推力矢量控制器（简称矢量控制）产生所需控制力的原理，详细介绍了用于检验所设计的矢量控制接口电路性能及点火控制算法精度的试验装置，分别给出了6×16个和2×16个矢量控制器静态和动态定角度随机点火试验情况，其中7200次270°定角度静态模拟点火，实际点火角度平均值为269.5°。试验证明矢量控制器点火可靠，点火精度满足设计要求，为实际导弹控制器设计及半实物仿真研究打下基础。

摘要： 简要说明了超高速动能导弹脉冲推力矢量控制器（简称矢量控制）产生所需控制力的原理，详细介绍了用于检验所设计的矢量控制接口电路性能及点火控制算法精度的试验装置，分别给出了6×16个和2×16个矢量控制器静态和动态定角度随机点火试验情况，其中7200次270°定角度静态模拟点火，实际点火角度平均值为269.5°。试验证明矢量控制器点火可靠，点火精度满足设计要求，为实际导弹控制器设计及半实物仿真研究打下基础。

摘要： 简要说明了超高速动能导弹脉冲推力矢量控制器（简称矢量控制）产生所需控制力的原理，详细介绍了用于检验所设计的矢量控制接口电路性能及点火控制算法精度的试验装置，分别给出了6×16个和2×16个矢量控制器静态和动态定角度随机点火试验情况，其中7200次270°定角度静态模拟点火，实际点火角度平均值为269.5°。试验证明矢量控制器点火可靠，点火精度满足设计要求，为实际导弹控制器设计及半实物仿真研究打下基础。

摘要： 简要说明了超高速动能导弹脉冲推力矢量控制器（简称矢量控制）产生所需控制力的原理，详细介绍了用于检验所设计的矢量控制接口电路性能及点火控制算法精度的试验装置，分别给出了6×16个和2×16个矢量控制器静态和动态定角度随机点火试验情况，其中7200次270°定角度静态模拟点火，实际点火角度平均值为269.5°。试验证明矢量控制器点火可靠，点火精度满足设计要求，为实际导弹控制器设计及半实物仿真研究打下基础。

摘要： 本发明涉及一种用于弹体多角度高速旋转条件下测试弹翼展开的旋转台，属于高速旋转平台实验研究设计领域。本旋转台采用了电机丝杆传动机构调节工件角度，电机轴和工件旋转轴采用了一体化轴系设计，消除了常用的带传动过程中转速丢失的缺陷，简化了传动结构，提高了稳定性，实现了整体结构一体化。该旋转台，弹体采用两端固定和支架连接，保证了弹体能在高转速下转动。此外该旋转台还可以通过简单改装，研究不同尺寸的弹体高速旋转特性。在旋转支架上设置有弹翼展开测试装置，通过固定销的移动表征弹翼展开并锁紧状况。综上所述，旋转台为弹体在不同角度下高速旋转特性的研究和测试弹翼展开锁紧，提供了安全可靠的研究平台，有很好的使用价值。

摘要： 本发明公开了一种电子烟烟弹载具的旋转结构及烟弹旋转方法，包括旋转组件和载具组件；方法包括步骤一，设计导轨；步骤二，组装旋转组件；步骤三，安装载具组件；步骤四，装置调试；步骤五，投入使用；本发明的旋转组件通过导轨推动连接板，利用弹簧进行复位，代替了现有的伸缩杆驱动，可以减少装置的管线，从而更为灵活的运用在产线中；本发明的旋转组件采用齿轮传动，较之现有的同步带传动，不会产生传动减弱的现象，同时也可以避免载具因外力而转动，导致其角度位置发生错乱；本发明的载具组件设计有夹爪和定位卡块，一方面可以确保烟弹的放置更加稳固，另一方面可以实现模套角度的自动定位，以此提高模套的更换效率。

摘要： 本发明公开了一种应用于化纤加弹机的旋转导丝器及化纤加弹机，所述的旋转导丝器包括：导丝器支架连接组件，其用于与导丝器支架固定连接；轴承结合件，其与导丝器支架连接组件固定连接，并且包括一轴承，轴承与一轴体配合；以及，旋转体结合件，其与轴体结合，并可以随轴体自由旋转；其中，旋转体结合件上形成有导丝结构，导丝结构用于与丝条接触并引导丝条从旋转导丝器中连续通过。本发明提供的旋转导丝器，结构简单，其通过轴承内圈带动旋转体结合件转动，降低了丝线与旋转体结合件之间的摩擦力，提高了丝线的品质；另外，通过设置防缠丝盖，防止丝线缠线损坏轴承，且轴承连接件也能够保护轴承免受外界油剂等侵害腐蚀，提高了轴承的运行寿命。

摘要： 本发明提供了一种涉及导弹力学环境试验技术领域的用于旋转导弹旋转状态下全弹振动的振动试验系统及试验方法，包括振动装置、固定装置以及旋转装置，固定装置将旋转导弹固定于振动装置上，旋转导弹的末端连接旋转装置；旋转导弹通过振动装置实现振动激励的施加，旋转导弹通过固定装置实现导弹重力的平衡，旋转导弹通过旋转装置实现旋转运动的施加。本发明能更加真实地模拟旋转导弹飞行过程中所经受的振动力学环境，充分地考核旋转导弹的可靠性和振动环境适应性。采用非接触式激光传感器，实现导弹旋转状态下全弹振动的测量与振动的控制，克服传统传感器无法在旋转运动下测量振动的难题。

摘要： 本发明涉及一种用于弹体多角度高速旋转条件下测试弹翼展开的旋转台，属于高速旋转平台实验研究设计领域。本旋转台采用了电机丝杆传动机构调节工件角度，电机轴和工件旋转轴采用了一体化轴系设计，消除了常用的带传动过程中转速丢失的缺陷，简化了传动结构，提高了稳定性，实现了整体结构一体化。该旋转台，弹体采用两端固定和支架连接，保证了弹体能在高转速下转动。此外该旋转台还可以通过简单改装，研究不同尺寸的弹体高速旋转特性。在旋转支架上设置有弹翼展开测试装置，通过固定销的移动表征弹翼展开并锁紧状况。综上所述，旋转台为弹体在不同角度下高速旋转特性的研究和测试弹翼展开锁紧，提供了安全可靠的研究平台，有很好的使用价值。

摘要： 本实用新型公开了一种带弹柄支撑结构的旋转氧弹测试仪，包括测试仪本体和支撑结构，所述支撑结构的支撑部位为两个并列设置的滚轮，两个滚轮的侧面形成容纳槽，支撑结构通过安装支架安装于测试仪本体的油浴槽槽体的内壁上；氧弹弹柄置于两个滚轮上方的容纳槽内且与滚轮接触，滚轮母线与工作状态的弹柄的轴线平行。通过设置支撑结构，滚轮支撑结构在弹柄的摩擦力作用下发生旋转，滚轮与弹柄之间的摩擦力是较小的静摩擦，可以有效减小滚轮支撑结构的磨损，进而可以有效保证旋转氧弹测试的顺利进行，延长测试仪的使用寿命。

摘要： 本实用新型公开了一种应用于化纤加弹机的旋转导丝器及化纤加弹机。所述旋转导丝器包括：导丝器支架连接组件，其用于与导丝器支架固定连接；轴承结合件，其与导丝器支架连接组件固定连接，并且包括一轴承，轴承与一轴体配合；以及，旋转体结合件，其与轴体结合，并可以随轴体自由旋转；其中，旋转体结合件上形成有导丝结构，导丝结构用于与丝条接触并引导丝条从旋转导丝器中连续通过。本实用新型提供的旋转导丝器，通过轴承内圈带动旋转体结合件转动，降低了丝线与旋转体结合件之间的摩擦力，提高了丝线的品质；另外，通过设置防缠丝盖，防止丝线缠线损坏轴承，且轴承连接件也能够保护轴承免受外界油剂等侵害腐蚀，提高了轴承的运行寿命。

摘要： 本发明提供了一种以旋转弹弹旋周期作为控制基准的新型旋转弹控制方法，该方案由GPS信号解算得到的导引指令为准弹体坐标系下的俯仰等效舵偏角和偏航等效舵偏角，需要分别换算到弹体坐标系下的实际俯仰及偏航舵偏角；当舵面偏转到基准位置时，则实际舵偏角为各自导引指令中等效舵偏角的π/2倍，并且舵面偏转到基准位置时进行舵偏换向，然后采用设置陀螺预装角对旋转制导弹双通道控制系统实现补偿解耦。

摘要： 本发明提供了一种以旋转弹弹旋周期作为控制基准的新型旋转弹控制方法，该方案由GPS信号解算得到的导引指令为准弹体坐标系下的俯仰等效舵偏角和偏航等效舵偏角，需要分别换算到弹体坐标系下的实际俯仰及偏航舵偏角；当舵面偏转到基准位置时，则实际舵偏角为各自导引指令中等效舵偏角的π/2倍，并且舵面偏转到基准位置时进行舵偏换向，然后采用设置陀螺预装角对旋转制导弹双通道控制系统实现补偿解耦。

摘要： 本实用新型涉及航空航天技术领域，提供了一种小直径风洞弹模的旋转弹翼结构，包括弹体和弹翼，所述弹翼套装于所述弹体上，且弹体和弹翼之间设置有能够让二者保持相对转动的滚珠结构，所述滚珠结构包括包覆于弹体外径面末端的滚珠保持块，滚珠保持块的外径面上周向设置有若干条与滚珠保持块的轴线相平行的条形槽，所述条形槽内设置有若干与弹翼的内壁相贴合的滚珠。本实用新型通过将弹翼套装于弹体后，在弹体和弹翼之间设置滚珠结构，从而实现弹翼在弹体上自由旋转，结构简单，装配方便，具有积极的推广使用意义。