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杭尼韦尔公司于2005年6月6日称,其长330mm的微型飞行器(MAV)自主监视飞机已在新墨西哥州靠近拉古纳的MANTIC试验场成功完成了其首次无系留自由飞行。 相似文献
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针对微型飞行器在低雷诺数条件下具有明显的非线性、非定常及强耦合的特性,研究了一种改进的非线性动态逆与比例积分相结合的MAV非线性解耦控制方法。首先,应用奇异摄动理论对MAV进行时标分离,研究快、慢状态子系统的控制器设计;其次,将比例积分环节引入控制器中,以消除非线性对消误差带来的影响;最后,对系统进行了仿真验证,仿真结果表明非线性动态逆与比例积分结合的方法能够有效实现MAV的解耦控制,具有实用价值。 相似文献
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微型固定翼飞行器的最新发展动态研究 总被引:1,自引:0,他引:1
微型飞行器(MAV)是一种融入微机电系统(MEMS)等多种先进技术的微尺寸、微质量的飞行器,分为固定翼、旋翼和扑翼,其中固定翼最为成熟。研究了国内外固定翼微型飞行器的最新成果,指出了三项技术难点:低雷诺数空气动力学问题、微型的能源与动力装置问题、飞行控制与导航系统的问题,并给出了解决途径。分析了固定翼飞行器未来的四个发展趋势:柔性机翼和主动变形机翼,多功能和多样性翼身结构,MEMS系统集成和微控制,多学科优化设计。 相似文献
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某小型低空高速无人机控制律设计与仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
利用自动控制理论的知识,分析并建立了某小型低空高速无人机飞行控制系统的控制律,并采用飞机小扰动运动方程进行了初步的验证计算。利用飞机系统仿真的方法,采用飞机全量扰动运动方程对该型无人机飞行控制系统的控制律进行了仿真验证,结果表明,文中所设计的该型无人机飞行控制系统的控制律可以实现该无人机安全发射、稳定爬升、高度稳定、姿态稳定、航向稳定的要求,进而可以实现无人机按预定航路的飞行。 相似文献
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飞行器上常用的姿态稳定控制发动机,其工作时产生的羽流会在真空中发生膨胀,对发动机周围的构件产生力热作用,造成飞行器结构损坏、飞行器飞行弹道改变,导致飞行失败或影响落点精度.为了解决羽流对某些种类飞行器造成的不利影响,针对羽流流场特性开展了DSMC数值仿真和地面试验研究,给出了羽流影响的系统级预示和修正方法,并对预示结果的精度进行了评估. 相似文献
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一种新型涵道飞行器的设计与气动特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
涵道飞行器可以悬停、垂直起降和前飞,且安全性高、结构紧凑、噪声低。针对涵道飞行器一般只能以直升机模式低速前飞,设计了一种能以飞机模式快速前飞的新型可倾转有翼微型涵道飞行器。该涵道飞行器设计固定机翼,且涵道外形设计综合考虑了低速飞行和快速飞行的性能要求。然后采用数值模拟和风洞实验的方法研究了它在不同飞行模式下的气动特性。研究结果表明:该新型微型涵道飞行器不仅可以悬停、垂直起降和以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞涵道飞行器可以悬停、垂直起降和前飞,且安全性高、结构紧凑、噪声低。针对涵道飞行器一般只能以直升机模式低速前飞,设计了一种能以飞机模式快速前飞的新型可倾转有翼微型涵道飞行器。该涵道飞行器设计固定机翼,且涵道外形设计综合考虑了低速飞行和快速飞行的性能要求。然后采用数值模拟和风洞实验的方法研究了它在不同飞行模式下的气动特性。研究结果表明:该新型微型涵道飞行器不仅可以悬停、垂直起降和以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞并在整个飞行包线中具有良好的气动特性。 相似文献
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导弹飞控系统测试技术 总被引:2,自引:0,他引:2
在某型导弹飞控系统测试技术中,运用了两种测试技术,一是在飞控系统的嵌入式计算机中设计了一套先进的机内测试(BIT)方法,增加了飞控系统的可测性;二是在ATE设备中设计了一套科学的测试流程,使飞控系统的测试全面完整;尤其是当BIT与ATE相结合时,形成了一种互动式的测试方法,对飞控系统的电气性能、惯导性能、控制性能等都进行了测试,使ATE的测试覆盖率大大提高。 相似文献
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滑翔飞行器一般可在较大空域和速域范围内的多种条件下投放使用。为综合提升滑翔飞行器多投放条件下的射程,以飞行性能分析中的最大射程分析为核心,兼顾最大射程的制导控制系统设计实现问题,建立包含几何外形、气动、结构质量和飞行性能4个学科的多学科分析模型。前3个学科主要为飞行性能分析提供必要的数据支持;飞行性能学科模型则在控制系统、弹道和制导律设计基础上,采用弹道仿真进行最大射程分析。针对滑翔飞行器增程优化对满足约束的初始设计方案需求,以美国联合防区外武器为参考,设计了满足约束的初始方案。在此基础上,对初始方案进行多投放条件下飞行性能分析。结果表明:初始方案的飞行性能与联合防区外武器的实际能力接近;调用多学科分析模型用于增程优化中不同设计方案的评价,最终方案的综合射程得到一定提升。 相似文献
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高超声速飞行器的动态滑模飞行控制器设计 总被引:1,自引:0,他引:1
基于高超声速航空飞行器的纵向动力学,提出了一种基于动态滑模原理的飞行控制器。在将模型进行输入/输出线性化的基础上,构造辅助的滑模变量,求取了滑模控制量,实现了动态滑模控制的两阶段收敛。证明了传统滑模面以及辅助滑模面有限时间内的收敛特性,并给出了控制器参数所满足的条件。该方法对不连续的控制量输出加以积分作用,有效地降低了普通滑模控制器的抖振现象。在33 528 m高度和马赫数15的平稳巡航条件下的仿真研究表明:与普通滑模控制器相比,动态滑模有效降低了抖振,并且对参数不确定模型具有更好的鲁棒性。 相似文献
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无人机倾斜转弯非线性飞行控制系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
研究无人机(UAV)的倾斜转弯(BTT)飞行控制系统的设计方法,解决UAV高机动倾斜转弯飞行时运动强烈耦合、气动特性强非线性和参数非定常性等特性带来的飞行控制系统设计难题。采用线性二次型最优调节规律对UAV非线性运动零动态系统进行增稳调节;运用非线性控制系统中精确反馈线性化方法对UAV非线性系统进行线性化处理;运用滑模变结构控制方法设计了UAV的BTT控制规律,得到由增稳最优调节规律和滑模变结构控制规律构成的UAV的BTT非线性鲁棒飞行控制系统。基于无人机六自由度非线性动力学模型,进行BTT非线性飞行控制系统数字仿真,仿真结果表明:该控制系统即使在扰动条件下也能达到满意的控制品质,控制糸统的鲁棒性和控制精度能满足UAV高机动倾斜转弯飞行时的控制要求。 相似文献