運(yùn)動(dòng)參數(shù)三維視覺測(cè)量系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn).pdf

1、在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)中，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的三維運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量對(duì)于研究和設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量和火箭飛行姿態(tài)調(diào)整具有重要意義，但實(shí)現(xiàn)難度很大。本文設(shè)計(jì)一種基于多目視覺的火箭噴管運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)，測(cè)量火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺心、噴管軸線、擺角、擺動(dòng)角速度、擺動(dòng)角加速度等運(yùn)動(dòng)參數(shù)，并通過軟件設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了三維運(yùn)動(dòng)參數(shù)的測(cè)量算法、誤差補(bǔ)償模型以及人機(jī)交互界面。
　　本文提出測(cè)量系統(tǒng)的總體方案，應(yīng)用四臺(tái)高速測(cè)量相機(jī)采集噴管運(yùn)動(dòng)過程中的紅外反光標(biāo)記球圖像，通過對(duì)標(biāo)記

2、球參數(shù)測(cè)量，建立算法模型實(shí)現(xiàn)火箭噴管運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量。首先利用雙截面算法模型計(jì)算噴管擺心和空間擺角，然后建立噴管軸線的投影法測(cè)量模型，解決火箭噴管空間擺角的矢量測(cè)量問題，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)噴管擺動(dòng)角速度和擺動(dòng)角加速度的測(cè)量，研究了測(cè)量參數(shù)的誤差分布規(guī)律，最后針對(duì)測(cè)量系統(tǒng)建立相應(yīng)的誤差補(bǔ)償模型。并通過軟件設(shè)計(jì)完成參數(shù)設(shè)置模塊、預(yù)處理模塊、測(cè)量計(jì)算模塊、數(shù)據(jù)傳輸模塊各功能子模塊的設(shè)計(jì)，向用戶提供可視化的操作界面。
　　應(yīng)用雙軸搖擺-直線升降運(yùn)動(dòng)裝置

3、對(duì)測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行整體調(diào)試，在測(cè)量系統(tǒng)軟件環(huán)境下，通過擺心、擺角測(cè)量算法模型及各個(gè)功能子模塊的正確實(shí)現(xiàn)，驗(yàn)證了整個(gè)測(cè)量系統(tǒng)的穩(wěn)定性及準(zhǔn)確性。經(jīng)過大量的實(shí)驗(yàn)分析，結(jié)果表明：在±12°空間范圍內(nèi)，峰值速度≤60°/s的情況下，擺心極限誤差與擺動(dòng)角速度無關(guān)，擺角極限誤差、擺動(dòng)角速度極限誤差、擺動(dòng)角加速度極限誤差與擺動(dòng)角速度呈正相關(guān)；擺角誤差噴管擺心的極限誤差為0.103mm，噴管擺角的極限誤差為0.041°，擺動(dòng)角速度極限誤差為0.72°/s，擺