基于多视场拼接的飞机偏心定位距精确测量

针对某型飞机飞行试验中,无法采用常规机载影像测量方法精确计算飞机滑跑过程偏心定位距的问题,设计了一套基于地面多像机视场拼接的影像测量方案。通过在跑道边多点交错布设高速像机阵列,组成高速像机测量控制网,实现飞机滑跑过程影像的全覆盖;采用多摄像机交会接力测量以及数据拼接的方式,实现飞机偏心定位距的测量。实验仿真结果表明,采用该方案偏心定位距最大测量误差不大于3 cm,满足飞行试验精度要求。     

某机载瞄准系统精度评估测试方法

为了评估某型机载瞄准系统的精度,根据飞行试验参数测试需要,提出了通过图像测量与DGPS融合处理方法进行瞄准精度评估的试验方案。该方案利用飞行试验获取的图像数据与其他测量数据相结合,建立精度评估的方法,该评估方法在该机载武器瞄准系统精度评估得到应用,并且可在同类试验课题中推广应用。     

利用光测影像测量飞行目标姿态方法的误差分析

针对一种利用光测图像获取飞行目标空中姿态的方法,建立数学模型,并基于该模型,深入研究了目标姿态角的测量误差问题.结论：像面直线的截距提取误差对交会结果影响很小,倾角提取误差影响较大；两交会平面之间夹角过小将大大降低交会结果的可靠程度,实际测量时必须保证交会角足够大.考虑了该方法使用中的一些细节,为该方法的具体实现提供了依据.     

基于灭点理论的飞机着陆段姿态角测量

为了更好地解决目前飞行试验中飞机着陆时姿态角参数精确测量问题,基于灭点理论,根据飞机降落过程中机载摄像机所获取到的跑道面影像,提出利用跑道平行线解算飞机姿态角参数的新方法。论述了灭点与摄像机外方位角元素的函数关系,建立了基于灭点几何与直线几何约束条件进行姿态角参数解算的数学模型。试验结果表明,该方法切实可行,能够获得精确可靠的飞机着陆过程中姿态角数据。     

基于图像的空中加油软管平衡拖曳位置测量方法

针对飞行条件下加油软管平衡拖曳位置的获取难题,设计了一套基于图像的空中加油软管平衡拖曳位置测量方法。通过在加油机上加装多路高清影像测量系统获取空中加油过程软管的运动图像,并对多像机同步采集、大景深像机标定、无参考点加油锥套识别与跟踪等关键技术进行研究,实现了加油软管平衡拖曳位置的精确测量。仿真实验结果表明,采用该方案测量精度优于5 cm,满足飞行试验精度要求。     

实时数据驱动的交会对接仿真平台设计与实现

航天器地面综合测试时,为了在测试数据显示基础上,动态展示航天器交会对接过程,验证交会对接飞行方案的正确性,为航天员手控交会对接训练提供支持,设计航天器交会对接仿真系统,给出交会对接仿真平台设计架构。通过对航天器建模、虚拟场景装配、模型驱动方法、阳照区/阴影区绘制、姿态和星下点轨迹计算方法研究,开发实现航天器交会对接仿真平台。平台由实时测试数据驱动,在航天器地面静态测试下,可以实时显示航天器三维飞行状态及星下点轨迹。目前,仿真平台已经应用于航天器地面综合测试过程中,同时,平台可以扩展支持航天器在轨飞行动态展示,丰富了航天器测试和监视手段,具有较高工程应用价值。     

飞行试验湿度参数测试技术研究

为了确定飞机噪声测试结果的有效性及对噪声试飞数据进行修正,设计了一套完整的湿度参数气象测试方案;方案采用塞斯纳作为气象测试飞机,针对特定的气象测试需求,设计了盘旋上升的气象测试轨迹,并采用露点仪作为湿度测试设备;该湿度测试方案已经成功应用于ARJ21-700飞机噪声合格审定试飞,是国内相关飞行试验气象测试的首次尝试;实际的飞行试验结果表明,该方案能够准确、有效地测量飞行试验湿度等气象数据;该方案的成功应用,为今后相关的试飞测试提供了重要的参考价值。     

机载摄像机快速标定技术研究

针对飞行试验机载摄像机的标定,提出了一种基于光束法平差的高精度像机标定方法。首先,通过在测试目标周围放置带有编码标志点的标定板,拍摄其多种状态,经图像处理,获取标志点的编码以及中心坐标。然后通过相对定向、绝对定向、三维重建、捆绑调整,以及加入标志点之间的距离约束,得到数字摄像机内外方位元素和镜头畸变差参数,实现机载摄像机快速标定。实验结果表明：该标定方法不需要做高精度的现场控制点,重投影误差小于1cm,标定精度满足飞行试验测试要求。     

高光谱干涉图像动态追踪补偿方法研究

结合基于位置姿态测量系统的目标动态追踪补偿校正和非等间隔快速傅里叶变换谱提取,提出一种机载遥感的高准确度校正方法.该方法通过位置姿态组合系统在承载平台稳定性较差的成像条件下进行实时姿态测量、主动校正、反馈补偿获取干涉图,再对校正后的干涉图进行空间变换和非均匀性谱提取,获得融合图像和目标光谱曲线.机载飞行实验表明:多谱段伪彩色融合图像效果良好,光谱反演准确度与传统校正方法相比有大幅提升.基于该方法的位置组合测量系统具有良好的机载环境适应性,可应用于稳定性较差的平台以及非干涉型原理的光谱成像探测系统,为机载高光谱图像运动误差一体化处理平台的研究提供了一条新途径.     

基于动平台多源数据的运动目标测量方法研究

根据运动目标性能试验需求及试验平台的特点,建立一个影像数据测量系统,实现目标的运动视频记录和外部参数测量。采用基于OpenCV的棋盘格内参数标定结合基于平台上固定标识点、线为基准的外场标定的摄像机标定方法,采用高速影像数据、中线视频数据和GPS数据相结合的方法实现目标运动的轨迹、姿态等参数的测量。通过测量精度分析及多次试验结果证明,测量精度达到水平方向优于10 cm,高程方向优于5 cm,姿态精度优于05。     

宽覆盖高分辨率机载相机光学系统设计

针对机载相机广域高效航拍作业需求,采用新型级联光学成像结构,设计了一种宽覆盖高分辨率机载相机光学系统。该系统由对称前置同心物镜和中继转像透镜阵列组成,对称前置同心物镜获取剩余像差均匀的宽视场曲面像,中继转像透镜阵列对该曲面像进行视场细分、剩余像差校正及中继成像。所设计的机载相机光学系统焦距为60 mm、F数为3.4、视场角可达132°。基于一阶理论和像差特性,在不同飞行高度对地观测时,研究了机载相机光学系统的成像质量与宽视场曲面像的关系,获得系统在不同飞行高度实现清晰成像的方法。通过像质评价,结果表明,优化设计的系统在低空、中空及高空进行对地观测时,像面光线追迹点列图方均根半径均优于1.6μm,在奈奎斯特频率为230 lp/mm处,调制传递函数均达0.4,系统成像性能优异且像质均匀。新型级联光学成像系统适用于不同飞行高度的机载相机。     

基于高速面阵像机扫描成像的弹丸攻角测量方法

攻角是指飞行中弹丸的轴线与其质心运动方向的夹角,是描述弹丸飞行姿态的重要参数,以往都是采用狭缝相机来进行测量。提出了一种基于高速面阵像机测量弹丸攻角的方法。该方法是从面阵序列图像每帧中提取出固定列像元,然后按时序拼接形成一幅图像,等同于线阵扫描的图像;对于扫描速度同影像运动速度不同步时,建立了攻角计算修正模型。采用2台像机从非正交方向进行拍摄,基于面面交会原理,得到三维攻角。实测结果表明:该方法能完成弹速达到1 000 m/s的目标测试,攻角测量精度优于0.1。     

基于中轴线像长匹配的靶场单站姿态测量方法

目前,靶场姿态测量以多台套交会测量为主,对于单站姿态测量尚没有较好的解决方案。为了解决该问题,以投影轴对称目标为例,提出了一种基于中轴线像长匹配的单站姿态测量方法。将透视投影拓展为2种等效形式,将体现目标姿态状态的中轴线向像面透视投影,可获得中轴线的投影像长或在等效物面的等效物长,根据目标中轴线的先验长度、相机内外参数及成像信息,经像长匹配即可获取目标的偏航角和俯仰角;实际工程试验验证了该算法的可行性,偏航角精度为1.7°,俯仰角精度约1°,满足靶场单站测姿需求;并对姿态测量模型关键因素进行了误差分析。该方法可适用于非投影轴对称目标。     

飞行试验中军用1553B总线的实时采集技术

针对飞行试验中飞机结构件的动态变形测量问题,提出了一种基于图像的测量方法,对其中涉及的关键技术进行了研究。采用10参数模型非线性成像模型补偿摄像机系统误差,引入摄像机动态校准算法,使摄像机标校重投影误差小于0.03pixel;采用编码标志作为测量标志,提高了图像自动识别和匹配效率;采用双像机交会测量计算测量标志位移变形量可达到0.15mm/1m。实验证明,该方法满足飞行试验中飞机结构件动态变形要求。     

超宽视场离轴光学系统畸变一致性校正技术

为满足海岸带超宽视场和高分辨率的动态监测需求，高分辨率宽覆盖已成为空间光学遥感器的重要发展趋势。HY-1C/D卫星海岸带成像仪采用两台相机组合的方式实现大幅宽，单台相机是32°超宽视场离轴光学系统，相机存在弧形畸变且畸变较大。研究了超大视场离轴光学系统畸变一致性校正技术，提出“多变量仿真-高精密测量-交互迭代”的装调方法，开展了兼顾像质、视轴、畸变的多变量全链路仿真计算，通过高精度畸变测量系统实现了畸变补偿的交互迭代调整，解决了镜头装调阶段畸变不可控的难题，实现双台相机畸变一致性控制精度优于0.1%，完全满足测试技术要求，结果表明方法合理可行。     

TDI CCD立体相机内方位元素测试技术研究

依据星载单镜头TDICCD立体相机立体成像及测绘要求,结合普通测绘相机内方位元素,提出了星载单镜头立体相机内方位元素由焦距、主点位置、立体成像角(前后视交角)、图像畸变等元素组成。给出了立体相机内方位元素测试的方法,针对立体相机成像特点给出了计算内方位元素的算法,对其进行了实际测量和验证,其测量结果符合设计要求。     

高超声速脉冲风洞模型自由飞试验技术

风洞模型自由飞试验利用高速相机记录自由飞行模型的运动历程, 再根据模型运动特征参数反演模型的气动特性.由于没有支撑系统的干扰, 该试验能够较真实地模拟飞行状态, 在飞行器静/动稳定特性研究中具有独特的优势.文章在JF-8A高超声速脉冲风洞中开展了10°尖锥模型自由飞试验, 并以圆球模型的自由飞运动测量风洞动压, 对模型运动特征参数的数字图像提取技术及气动参数的辨识方法等关键技术进行了研究.