鉴于传统圆锥误差补偿算法中忽略圆锥运动的幅值特性,并且存在泰勒级数高阶项截断误差的问题,基于传统圆锥误差补偿算法公式,通过载体不同的机动性能指标确定圆锥运动幅值特性,并利用最小二乘方法估计一组圆锥补偿算法的加权系数,从而得到一种新的捷联惯导系统圆锥误差补偿算法,仿真结果表明,文中算法对圆锥误差补偿效果优于传统算法。
红外成像导引头是精确制导导弹系统的重要组成部分,导引头随动控制系统的性能决定着导弹的跟踪精度水平。为了提高导引头的随动跟踪系统的控制精度,文中首先对红外成像导引头系统进行建模,然后采用更有效的模糊规则设计了一种模糊自适应PID复合控制器,并引入了自适应控制因子对控制参数进行在线调整。最后采用传统PID控制方法与之进行仿真比较,结果表明模糊自适应PID控制可以有效改善系统动态性能,提高跟踪精度。
目前动基座对准问题的解决方案大都基于惯性系,但这些方案需要存储导航期间惯性系矢量信息,且大都没有考虑时间延迟的存在。文中通过插值、外推的方法对GPS时间延迟进行补偿,然后通过机载动基座快速最优姿态矩阵(fastoptimalattitudematrix,FOAM)对准算法进行快速空中对准。最后通过仿真表明,经过时间延迟补偿的对准结果明显优于未经过补偿的。
基于二维平面内弹-目相对运动方程,研究了具有角度约束的多导弹协同攻击问题。利用变结构控制原理,分别设计了满足攻击时间和满足终端视线角的导引律。同时提出一种切换思想,使得导弹在飞行过程中根据不同情况在两种导引律间合理切换,同时兼顾飞行时间和攻击角度。将导弹的剩余飞行时间估计作为弹间交互的信息,从而决策出共同的攻击时间协同打击目标。仿真结果证明该方法的有效性。
为了设计出适合极小瞬时视场导弹的扫描搜索规律,并实现其工程化,文中研究了几种常见扫描搜索规律的原理。采用Matlab仿真计算了各种方法的目标落入概率、落入时间和扫描周期等。通过比较研究,得到了工程上合适的扫描搜索规律,以增大极小瞬时视场导引头的目标落入概率,为此类精确制导导弹扫描搜索规律的选择提供了可供借鉴的思路。
在末制导武器备受青睐的背景下,首先,给出了制导系统的基本结构,简单介绍了比例导引律下的制导回路及其特点。其次,在平台式导引头机械结构假设下,为使导引头快速追踪目标,将进动角速率分为线性区、过渡区和非线性区,使用Hermite方法设计了导引头跟踪方案,使导引头角速率平滑过渡。再次,针对这类导引头普遍存在死区-饱和非线性环节的问题,运动描述函数方法,重点分析了引入自动驾驶仪的制导系统稳定性问题。研究表明,该非线性环节对系统相位裕度没有影响,而对幅值裕度略有提高。最后,给出了随剩余末制导时间的减少,制导系统特征根的分布情况以及末制导段最小稳定裕度。
随着导弹飞行速度的提高,传统的石英陶瓷材料已经无法满足更加严酷的设计强度要求。文中简述了氮化硅天线罩的国内外研究现状,在遵循空空导弹天线罩设计原则的基础上,使用仿真计算的方法设计出了满足某型导弹飞行条件的氮化硅天线罩结构,验证了氮化硅材料在空空导弹天线罩上使用的可行性。
针对利用传统算法难以跟踪低空目标的问题,提出了一种可行的跟踪低空目标的最大似然-概率数据关联(ML-PDA)算法。在分析各种低空目标特性的基础上,首先建立了基于ML-PDA滤波算法的低空目标跟踪模型,然后对该模型进行了深入分析,最后通过计算机仿真对该模型进行了验证。结果表明:ML-PDA滤波算法对低空目标跟踪十分有效,并且提高了滤波实时性,具有较好的工程应用前景。
为了研究高原环境对冲压式气动舵机工作特性的影响,建立了一种冲压式气动舵机的数学模型,并以此为基础进行仿真研究。结果显示气源压力减小会降低舵机振荡线性化精度,输入端控制信号幅值过大会引起舵片饱和,导致舵机控制力不足。分析表明,为保证冲压式舵机在高原环境下的正常使用,需重点关注气源压力和控制信号幅值的变化范围。关键词:高原环境;冲压式舵机;振荡线性化
直升机载空空导弹是武装直升机空战、夺取超低空制空权的主要武器装备,其与载机平台的相容性问题必须进行重点研究;通过建立导弹6自由度数学模型及导弹尾流场模型等,对空空导弹在直升机上发射离轨过程、初始弹道、发动机尾流场以及喷出物等全过程进行了仿真和分析,并给出了研究结论;同时为避免初始弹道的下沉带来的消极影响,对导弹初始弹道控制给出了建议。
极坐标导引头的增量角度指令由于跟踪过程中平台剧烈转动而不适宜对其作动态规划,这里介绍一种基于全像平面的角度指令方案,并提出基于此的盲区跟踪策略。角度指令方案重点在于通过旋转全像平面坐标系完成角度指令优化。在对目标运动模式进行分析后,通过改进指令优化中全像平面坐标系旋转判据和特定情况下的滚转保持构造了盲区跟踪策略。Matlab仿真结果显示该策略可以减小跟踪过程中的最大失调角,相应减小了目标丢失的概率。
文中针对无人飞行器的协同航迹规划,提出了一种基于遗传算法的协同航迹规划算法。该算法采用双层进化机制,不同的飞行器生成各自的可行航迹种群用于下层进化;对不同飞行器的可行航迹进行组合形成协同航迹组种群用于上层进化。实验表明,该算法能够在较短的时间内规划出较优的协同航迹组;同时,由于下层进化中利用了状态表征矩阵和新的引导信息,使得收敛速度比标准遗传算法更快。
利用制导律和状态参数的代数关系,将带有控制量的微分方程组转化为由状态参数表示的微分方程组,然后利用伪谱法的思想,将由状态参数表示的微分方程组离散成为由一系列状态参数表示的非线性代数方程组,进而将制导动能弹的初始参数优化问题转换成为非线性规划问题,运用序列二次规划法求解最优初始参数。通过计算某型动能弹在不同速度下的最小初始倾角,并与蒙特卡洛计算结果以及在某一初始参数条件下制导方程计算结果对比发现,该方法用于计算多种约束下的制导动能弹最优初始参数是可行的。通过研究分析初始速度和初始倾角对命中性能的影响,进一步验证了该方法的可行性。
针对平流层浮空器捷联惯导系统空中重新对准的需求,设计了基于单天线GPS辅助的惯性凝固解析式粗对准方法。考虑浮空器平动的同时绕天向存在角运动的情况,采用惯性凝固假设,在GPS速度信息辅助下获取系统在对准时刻的姿态角,并对影响对准精度的因素进行了理论分析。仿真结果表明,在浮空器角运动速率处于-5°/s~5°/s范围内,GPS速度测量误差不大于0.15m/s的条件下,该方法得到的水平失准角小于8′,可有效实现平流层浮空器惯导系统的空中粗对准。
以战斗机携带空射诱饵弹(MALD)进行超视距一对一空战为背景,基于滚动时域控制思想对战斗机及MALD协同接敌策略进行研究。建立战斗机、MALD及目标机动模型;在综合分析MALD欺骗函数、载机优势函数及协同函数的基础上,构建协同接敌目标函数;提出一种基于滚动时域-粒子群算法的战斗机及MALD协同接敌方法,最后进行仿真验证,结果表明该方法能有效利用MALD对目标进行欺骗,提高我方战斗机在空战过程中的生存性,提高对目标的攻击优势。
针对现有引信冲击式压电发电机电能输出小、发电时间短等问题,设计制作了一种基于钹式压电换能器阵列的新型引信发电装置。将压电发电理论与振动理论相结合建立了其发电模型,并利用所构建的冲击试验装置模拟弹药发射环境,对其发电能力进行了测试。研究结果表明,该发电装置能有效收集发射环境中的冲击能,并利用质量弹簧组件及钹式换能器阵列将其转换为持续的电能输出。当冲击加载为209.05g时,其电能输出时间达到2.499s。
为了研究凝聚炸药在不同热烤温度下的热分解情况及相应规律,文中采用以RDX为基的高能炸药,以1℃/min的升温速率并采用恒温控制技术,进行了不同温度下的热烤试验,利用FLUENT软件对不同温度下的热爆炸延滞期进行了数值模拟。结果表明,烤燃温度对凝聚炸药的热分解有重要影响,在1℃/min的升温速率条件下,当恒定温度达到178℃后,实验用高能炸药发生自加热反应,最终导致点火;随着炸药装药量的增加,炸药热起爆临界温度在逐渐降低。
在弹道修正技术中,对永磁电机的转速控制是关键,根据永磁直流电机电磁转矩和机械特性的分析结果,提出了在永磁电机电枢回路串接电阻的调速方法,并且建立了模拟样机系统进行了模拟控制实验。实验结果表明,该方法对永磁电机的转速控制稳定性好,并且响应速度快。研究结果为后续二维弹道修正引信的调速和定姿方法提供了参考依据。
为了提高反直升机武器系统的封控效能,文中针对无人值守反直升机智能弹药作用特性,基于目标距离、速度和俯仰角信息,通过航路捷径预测和发射时间解算,建立了系统火力决策算法模型,确定了系统最佳发射时机。仿真结果表明,该火力决策算法能够实现系统对通过封控区域目标的有效攻击。
为了分析弹道过载对导电纤维丝团的性能影响,以两种丝团为研究对象,通过理论分析及试验进行了研究,得到了丝束在弹道过载作用下的损伤准则及丝团与装填机构发生相对转动的判定准则。通过对丝团进行高过载冲击试验,结果显示,具有轴轮防护结构的丝团可以大大提高丝束抗过载冲击的能力,能够在35000g过载的作用下保持结构的完整性。相关结果可以为导电纤维丝团的结构设计及实际应用提供指导作用。
为研究动能杆对TBM弹头的毁伤效应,根据文献调研将TBM弹头结构分为鼻锥、前设备舱、战斗部舱和控制舱四个部分,并分别建立了其等效结构模型。据此,通过Autodyn软件,仿真计算了动能杆以一定速度和不同着角对鼻锥、前设备舱和战斗部舱等效结构的高速撞击效果。结果表明:动能杆难以贯穿TBM弹头的鼻锥侵入弹头内部,但可侵入前设备舱对TBM弹头进行毁伤,且可有条件的引爆战斗部舱内的B炸药,并通过数值仿真获得了引爆条件。关键词:动能杆;TBM弹头;毁伤;冲击起爆
为提高爆炸式反应装甲对杆式侵彻体的防护能力,加强对V型夹层炸药干扰杆式侵彻体的研究,利用数值模拟软件LS-DYNA分析入射角θ、两平板炸药间距离H₁、V型夹层炸药距主装甲距离H₂等因素对V型夹层炸药干扰杆式侵彻体的影响。结果表明,随着θ增加,V型夹层炸药的干扰作用不断加强,并且当θ=60°时,干扰作用突然跃升;随着H₁增加,干扰作用先加强,然后又下降;随着H₂增加,干扰作用先保持不变,然后稍微加强,之后又保持不变。
研究钢板、芳纶纤维板和钢板叠层三明治板对高速破片的防护性能。通过AutoDyn有限差分程序计算,获得不同质量破片模拟弹丸对6种结构尺寸三明治板的弹道极限,得到了破片穿甲极限速度与中间层厚度的拟合关系式,据此分析了破片临界贯穿条件下夹层板厚度对三明治板面吸收能的影响规律。研究表明:三明治板的面吸收能随夹层厚度的增加呈二次函数递增关系。研究结果可为钢/芳纶/钢复合装甲结构的设计提供参考。
前向战斗部形成尽量均匀的破片场对毁伤目标是必要的,因此需要对其破片散布均匀性进行定量分析。通过静爆试验得到了破片分布数据。根据破片散布特点,提出了评价战斗部径向均匀性的方法并进行了定量分析。破片区沿径向可分为中心均匀区、过渡区、稀疏区和外缘无效破片区4个部分。过渡区和稀疏区破片约占总数的45%,其分布密度随半径下降很快,必须改进战斗部结构使其向中间收敛。破片周向散布均匀性良好,均匀性指数为0.92。
为了分析某迫弹圆柱部开孔后,对其气动特性和飞行稳定性的影响。文中根据实际情况建立了正常迫弹和开孔迫弹的模型,利用CFD软件对这两种外形迫弹的三维绕流流场进行了数值模拟计算,得到了这两种迫弹的气动参数,并进行了外弹道飞行试验。结果表明,在迫弹圆柱部开孔后,会使弹丸阻力系数增大,升力系数减小,稳定储备量降低,特别是在低马赫数情况下,可能使弹丸出现飞行不稳定。
制导弹药发射时,高冲击影响下传感器零位会发生移位,从而引入过载零位误差,因此需要设计基于扰动模型的过载滤波算法。文中分析了弹道的长、短周期扰动,设计了适用于卫星制导弹药过载参数辨识的衰减记忆法扩展卡尔曼滤波算法,并且采用最小二乘算法滤除加表、弹道过载短周期扰动,从而实现了过载零位误差校正。文中通过仿真与实弹试验的方式验证了校正算法的正确性,发现校正算法具有精度高、运算速度快等优点,适宜于工程应用。
针对固体火箭超燃冲压发动机,设计了多级小角度扩张的超燃冲压发动机燃烧室结构,采用凹腔和扰流装置两种混合增强及火焰稳定方式,通过包含简化动力学的数值模拟方法,研究了不同构型燃烧室摻混燃烧性能。结果表明,燃烧室扩张角度对燃烧效率的提高有影响,但作用效果有限;凹腔结构虽然促进了燃烧反应的进行,有利于提高燃烧效率,同时也带来了较大的内部阻力;扰流装置较大的提高了一次燃气与来流空气间的掺混度,对于燃烧效率的提高意义明显。
如何利用历年的检测数据对火箭弹控制系统的储存可靠性进行评估是迫切需要解决的问题。建立了火箭弹控制系统退化敏感参数基于Wiener过程的退化可靠性模型,给出了模型参数的最大似然估计,并以某批火箭弹为例进行了储存可靠性评估,得到该批火箭弹控制系统可靠度为0.9的储存寿命达17a,验证了该方法的适用性。
基于动网格技术和六自由度方程,通过求解三维N-S方程,针对某尾翼稳定脫壳穿甲弹,重点计算了来流马赫数为3.015条件下弹芯与弹托连续脱壳的全过程,得到了在动边界影响下的流场结构图。该模拟清晰地反映了弹芯、弹托二者相互作用下流场变化过程,结果表明:该弹对应的脱壳时间为4.5ms左右。该仿真为了解脱壳穿甲弹的连续脱壳过程及新一代高效弹托设计打下了基础。
为深入研究电枢在激励电流作用下的运动特性,基于电磁驱动理论分析的基础上,通过构建系统有限元模型,借助Matlab数值分析软件及Ansys,LS-Dyna有限元分析软件分别对固体电枢进行动态仿真分析,得出电枢的加速度和速度曲线。此外,针对电枢结构进行了优化,计算结果表明随着电枢内侧曲率半径的减小,电枢的炮口速度有所增加。研究结果为进一步提高电枢发射效能提供参考。
为了研究BAT子弹药的气动特性,利用Flunet软件进行了飞行模拟,得到了不同攻角和马赫数条件下的力和力矩系数以及弹体表面压力分布情况,用Matlab对得到数据进行拟合,得到了各系数与攻角和马赫数的数学关系式,结果表明:力系数和力矩系数与马赫数之间存在着一定的指数关系,这种数学关系可以作为计算BAT子弹药气动参数的一种简便算法。仿真结果为进一步的弹道特性研究以及控制系统的分析设计提供一定的参考。
文中研究分析了无人机发射导弹时,导弹尾喷流对载机机翼的气动性能产生的影响;文中采用动态非结构网格技术,湍流模型为k-ω二方程模型,分析模拟了导弹发射初始阶段过程中不同距离对机翼气动性能的影响变化;分析结果表明,导弹发射初始阶段的尾喷流极大的改变了机翼周围的流场结构,对机翼的气动性能产生显著的影响;其研究结果对无人机的安全飞行具有一定的参考价值。
文中对发动机/机身一体化乘波体外形的气动特性,采用SST湍流模型求解N-S方程进行了数值计算,并在FD-07风洞中进行了详细的测压试验验证。试验和计算的状态有Ma=6,a=−2°,0°,2°,4°,6°。结果表明:在计算状态下,计算与试验吻合良好,飞行器前体达到预压缩设计要求,进气道入口流动均匀,后体膨胀效果明显,并且保持了良好的气动特性。
针对西北工业大学现有某杆式天平安装时装配应力对元件输出值的干扰,分析其原因为元件固支端的长度不足所引起。文中在天平中心部分长度不变前提下,通过改变杆式天平元件固支端长度和直径,应用ABAQUS软件进行有限元仿真和分析,结果表明:元件固支端长度对测量值影响较大,而直径大小对其影响不明显。文中对天平设计和使用中注意事项提供参考。
为分析某型旋转弹仓的振动因素,提高定位卡锁机构的定位精度,根据该弹仓内传动链实际运动轨迹和结构特征,运用刚体动力学的分析方法,建立了旋转弹仓的动力学模型,使用MATLAB工具进行仿真,计算出弹链满载时的转动惯量随时间的变化规律,并分析了三种典型液压马达动态输出方程对弹链运动特性的影响。
分别建立潜射导弹发射流场和发射动力学模型。通过对发射流场模型分析获取导弹所受非定常流场载荷。将流场载荷数据传递至发射动力学模型中作为导弹结构所受外载荷,分析得到导弹的受载与离筒姿态信息。分析结果表明,导弹前端截面与后端截面间所受轴力变化趋势一致,但在幅值上差别较大;弹体所受弯矩载荷随着导弹出筒长度增加而增加并伴有明显偏转;导弹结构设计应以保证横向刚度和强度为主。结论可作为导弹强度设计评估依据。
针对电磁推进装置外弹道高速电枢采集难的问题,文中设计了高速摄影采集系统对外弹道发射情况进行记录和分析,并成功的采集到电枢分别在低、高速下的序列图像。又创新性的运用ISODATA算法对采集图像进行分割处理获得比较精确的外弹道数据。通过实验对比,结果表明研究的处理算法简单易用,提高了参数测量的精度。
针对非均匀白噪声背景下窄带信号的DOA估计,提出了一种新型DOA估计算法。首先构造出包含待估信号和噪声各种参数的最大似然函数,然后推导出极值条件进行寻优,得出待估计参数的估计值。同时还给出了一种新的噪声参数估计方法——逆迭代参数估计。理论分析和仿真实验表明,新型算法的性能优于非均匀噪声背景下传统的最大似然估计算法,且算法复杂度不大。
为提高战场声目标识别技术,从仿生听觉技术原理出发,研究声目标的发声机理和人耳的听觉特性,通过与语音声学特征比较,分别研究了时域、频域、小波域和倒谱域具有代表性的声特征参数。通过矢量量化技术对不同声特征、特征矢量不同分量和不同特征组合的识别效果做了比较,实验表明:多种声目标条件下MFCC识别率为96.8%,远高于其他特征,表明其在差异性较大的目标特征中更具有区分度。
遥测数据反映了航天器有效载荷的状态和航天器的运行情况,基于遥测数据的航天器故障检测具有广泛的工程实用性。针对航天器遥测数据中含有大量冗余信息的实际情况,文中采用主成分分析理论,对高维遥测数据进行降维处理,在保证原始数据信息损失较小的情况下,从初始高维数据集合中提取低维特征组合,并在此基础上设计了航天器故障定位检测算法。仿真结果表明,文中算法在在轨航天器故障诊断中具有实用性和有效性。
火箭炮自动操瞄系统包含俯仰/方位子系统,两子系统联动时存在轴间耦合非线性力矩,影响到系统的控制精度,甚至使得系统发散。针对上述特性,对系统进行输入输出解耦线性化,并在此基础上引入动态滑模控制方法,设计火箭炮操瞄系统位置控制器,实现火箭炮高精度操瞄。文中仿真对比了传统滑模与动态滑模控制方法的控制特性,结果表明,动态滑模控制方法优于传统滑模控制方法,能够高精度、快速平稳的实现自动跟踪。
为了满足过载环境对高量程加速度计的需求,设计了一种高量程微加速度计。通过对敏感结构建立数学模型及Ansys静力学仿真,确定了该加速度计的总体设计,最后对加工完成的加速度计进行了测试。结果表明,该加速度计的灵敏度为193.3µV/g,在受到10000g以上的加速度作用时仍能正常工作,能够满足实际需要。
在磁场不均匀地区或者当背景磁场较大时,传统的基于光泵/磁通门的飞行器背景磁场学习与补偿方法会产生较大的误差。为了克服这一问题,通过分析基于光泵/磁通门的模型求解与补偿方法,推导了机动角度与方向余弦之间的关系,研究了一种基于光泵/GPS的模型求解与补偿方法,该方法通过GPS获取方向余弦因而避免了磁干扰所带来的误差。实际的机载试验表明该方法能够有效补偿飞行器的背景磁场。
为了研究光传飞行控制系统的可行性,设计实现了基于IEEE-439B总线协议的双余度无人机光传飞控系统,进行了架构研究和设计、部件及组件设计、系统地面综合试验,实现并验证了分布式光传飞控系统架构、高带宽光总线、光位移传感器等技术。试验结果表明,所开发光传飞控系统的功能和性能指标达到了电传飞控系统的设计要求,提高了光传系统技术成熟度等级,为光传系统的工程应用奠定了基础。
针对合成孔径雷达三维层析成像实现三维层析成像算法仅适用于远场、靠增加基线数提高分辨率的办法会大大增加系统复杂度等问题,提出一种基于近场圆周扫描的共焦层析成像诊断方案。方案结合合成孔径与共焦层析成像思想,修正球面波聚焦卷积算法的映射关系,完成空时共焦成像。仿真和试验结果表明该方案可以克服高度模糊,通过单条基线一次扫描,进行准三维近场成像。
为了提高坦克和装甲车辆的战场生存概率,提出一种气囊充气式仿形诱饵体。基于LS-DYNA有限元分析软件并采用控制体积法模拟了简化的气囊诱饵体的充气展开过程。获得了气囊充气过程中,气囊外形变化的动态结果,囊内压力和温度的变化规律;分析了气囊的热辐射特性,得到了气囊在不同温度下的光谱辐射出射度及其在3~5µm和8~14µm波段下经大气衰减后的辐射强度变化对比曲线。研究结果对仿形诱饵体的设计具有一定的参考价值。
由于连发时群目标分辨及高速启动技术难题,高射速火炮弹丸初速测量一直是一个难点。文中采用基于距离分辨的时间—距离—频率分辨的方法来区分多目标,满足了高射速火炮连发时的群目标分辨要求;采用红外触发结合微波触发方式,用微波信号发生器照射炮口,当炮弹出膛后,接收到的多普勒回波产生突变,对突变进行检测,获得弹丸的出膛时刻,克服炮口连续火焰的影响。最后,给出了初速测量样机示意图,对以后高射速连发弹丸初速测量的总体设计提供参考。
在水下地形匹配辅助导航过程中,潜航器的深度、速度和航向测量误差直接对地形匹配性能产生不同的影响。为了确定各种测量误差的影响程度,在两块不同的真实地形上运用PMF(point-massfilter)算法对这些误差大小进行了仿真研究。结果表明:在平坦地形中深度测量误差对匹配性能的影响最大;而当速度误差和航向误差达到一定值时,匹配结果不再收敛。研究成果可以为水下地形匹配辅助导航技术的工程应用提供理论参考。
为给飞行器与卫星的高效通信选择合适的通信天线,介绍了一种基于浮点运算DSP-TMS320F28335的天线切换算法,算法以天线对星角度作为天线切换依据。分析了浮点运算的结构和精确度,提出了坐标转换过程中提升计算精度和速度的措施。通过DSP测算结果与STK软件仿真结果的对比验证了该方法的正确性。试验表明:该算法能高精度、实时、可靠、稳定的处理导航信息,天线对星角度误差小于0.05°。
为了选取性能优良的防空作战通道,采用前景理论对其进行排序。首先将作战通道工作过程划分为信息获取、信息传输、信息处理三个阶段,并以此为依据提取了作战通道的属性;其次基于区间数的绝对距离公式给出了作战通道的前景价值函数;然后通过对“收益”和“损失”采用不同处理方式获取了更加准确的决策权重;最后通过实例验证了该方法的有效性和适用性。
为了获得末敏弹红外/毫米波敏感器探测信号真实波形特征,提高目标识别率,针对高塔抛弹实验所获数据,结合红外/毫米波复合探测原理及信号特征,采用小波分析法,选取合适的小波函数、分解尺度以及阀值完成了去噪工作,得到了较为真实的探测信号波形。处理结果表明小波去噪可以很好的对末敏弹复合敏感器原始探测信号进行平滑处理,去噪后的真实波形特征可以为末敏弹目标识别模板提供数据依据。
噪声估计可应用于图像去噪、图像复原和图像质量评价等多个方面。遥感影像噪声主要表现为高斯噪声,由于其纹理复杂度高,噪声估计十分困难。针对遥感影像,提出了基于数学形态学的分层噪声估计算法。该方法首先利用不同大小的结构元素采用形态学闭运算在二值边缘图像上分层提取平稳区域,在此基础上计算不同层的噪声方差估计值;其次,分析相邻层噪声方差估计值的变化规律,根据特定准则确定噪声和信息的最佳分离层;最后,分析信噪分离层及其相邻层的特性,依据特定规则估计图像噪声值。实验结果证明,该方法与传统噪声估计方法相比,可以有效解决分块不准确问题,噪声估计误差低,能够应用于复杂纹理图像,适用范围更广。
为了提高多窗口激光告警接收机方位探测精度以及抗电磁干扰性能,提出了基于锥形透镜光纤阵列的多窗口激光告警接收机设计。研究了锥形透镜光纤视场原理,使用经纬度分割原理研究了均匀分割视场空间方法,开发的原理样机利用6个三角形探测窗口和6个梯形探测窗口将上半球视场空间均匀分割成36个子视场,每个子视场方位角和俯仰角范围均为0°~30°,并经过实验验证,达到了设计目的。
