无人直升机自主飞行的全数字仿真

针对目前无人直升机控制方法无法自行决策、管理及诊断和自修复等问题,对无人直升机自主飞行进行全数字仿真。以带主旋翼和尾桨的无人直升机为背景,以其吹风试验获得的状态矩阵和控制矩阵为仿真模型,设计无人直升机自主飞行时的控制律。以VC++为开发环境,对该无人直升机模型进行全数字仿真。仿真结果表明:该方法合理可靠,界面友好,能实现飞行状态动态变化的实时监测。     

某型无人直升机扭振现象的建模与仿真

单旋翼涵道风扇式无人直升机的两个发动机，通过由减速器及传动轴等组成的传动系统驱动旋翼及风扇，这些部分联系在一起形成了一个机械扭振系统。针对此现象，采用拉格朗日方程建立了扭振系统的数学模型，进而得出了整个系统数学模型的状态方程。并进行了数字仿真，再现了外场试验的扭振现象。     

直升机静电场研究

直升机旋翼的旋转特性使其电场分布及变化规律与固定翼飞行器有明显区别。运用电磁场分析软件分析了旋翼的电荷分布特性,研究表明,由于尖端分布效应,直升机旋翼的电荷分布主要集中在旋翼顶端,旋翼中部的电荷分布较均匀。根据数值仿真结果,运用点电荷系建立了直升机运动时的荷电分布模型,该模型仿真结果表明,直升机的电场分布及变化规律明显地受到旋翼旋转及直升机自身运动的影响,电场信号中含有旋翼旋转及直升机运动的相关信息。内外场实验的结果与模型仿真结果基本相符,证明直升机旋翼荷电模型建立方法是可行的,可利用该模型对直升机静电探测和目标识别进行研究。     

新型无人直升机的双发动机控制

某新型无人直升机采用单旋翼涵道风扇双发动机对称式布局，克服了单发动机输出功率不足的问题。按照双发动机的控制策略和控制要求，设计了双发动机的控制律，并进行了双发动机的外场开车试验。结果显示，符合双发动机的控制要求。     

某型无人直升机飞行控制系统半实物仿真

针对无人直升机飞控系统性能地面测试的实际需求,研究设计测试飞控系统性能优劣的仿真平台.以某型"单旋翼风扇共轴"式无人直升机为对象,给出半实物仿真平台实时工作流程,依据动力学知识进行数学建模,论述了设计方案等内容,通过悬停状态仿真对平台功能进行验证.结果表明:该平台可近似模拟飞控系统的运行环境,有效验证飞控系统的逻辑功能与品质.     

直升机涡轴发动机燃油调节系统建模与仿真

依据直升机涡轴发动机控制原理,分析了直升机动力系统的控制回路,在已有对直升机动力系统研究的基础上,给出某型涡轴发动机及直升机旋翼的数学模型,并对某型直升机涡轴发动机燃油调节器进行具体的机理分析,建立了该调节器的数学模型。在以上数学模型的基础上,对该型直升机涡轴发动机燃油调节系统进行了全数字仿真研究,揭示了该型燃油调节器...     

某无人直升机高度测量系统融合方法

为得到更加准确的垂向加速度信息,提高高度信息的估算,通过组合气压高速传感器、全球定位系统（GPS）和捷联式线加速度计,建立一种具有较高精度的无人直升机高度测量系统。对传感器的特性进行分析,根据某无人直升机的运动学和传感器测量模型,采用噪声淹没技术建立了高度测量系统的状态方程和量测方程,最后,采用集中式卡尔曼滤波技术得到了无人直升机高度的估计,并对无人直升机在中高空的进行了全数字仿真实验。仿真结果表明,相比用单个传感器的高度测量方式,该系统的高度测量具有较高的精度。     

基于VC++的无人直升机仿真

仿真是无人直升机飞行控制应用技术研究的主要手段。以某新型无人直升机为背景,利用风洞试验获得的无人直升机不同速度、高度和重量下的状态和控制系数矩阵,采用基于多维线性插值的方法建立了无人机非线性模型。基于此非线性模型设计了无人直升机增稳控制器,并在Vc＋＋软件环境下进行了仿真。通过仿真复现了无人直升机纵横向耦合与前飞过程“掉高”的现象,并对现象的原因进行了详细分析。在仿真软件设计中,无人直升机模型与控制器采用模块化设计方法,具有一定的通用性。     

基于ADRC的小型四旋翼无人直升机控制方法研究

以国防科技大学机器人实验室自行研制的小型四旋翼直升机为研究对象。根据牛顿一欧拉方程建立了小型四旋翼直升机的动力学模型；首次将自抗扰控制器运用于小型四旋翼直升机。在实验平台上实现了小型四旋翼直升机的姿态增稳控制。仿真结果和实验数据表明自抗扰控制器在小型四旋翼直升机姿态控制中具有很好的鲁棒性。     

亚洲No.1 中国首座直升机旋翼实验塔

据《中国航空报》报道,中国航空工业直升机设计研究所成功研制了堪称"亚洲第一塔"的直升机旋翼试验塔。这是我国首次成功研制和利用直升机旋翼试验塔进行该类试验,并首次为我国直升机国产先进旋翼开展翼型选配工作,彻底改变了我国以往直升机旋翼系统设计只能依赖现有型号,参数必须与现有型号保持一致的被动局面。     

基于滑模变结构的无人直升机着舰控制研究

针对无人直升机着舰的特殊性,克服系统摄动、未建模动态及大气紊流的影响,提高舰载无人直升机着 舰的安全性和精度,基于滑模控制的方法分别设计了着舰控制系统的轨迹跟踪控制律和姿态控制律。采用基于输出 有界的twisting 控制器,通过轨迹跟踪算法保证生成有界的期望姿态角和总距;姿态部分采用小扰动线性化后的姿 态回路控制方程,设计了模型参考自适应滑模控制器,通过自适应项抵消外界干扰造成的误差,利用Lyapunov 稳定 性理论证明了系统的稳定性和跟踪误差收敛;通过仿真进行了实验验证。验证结果表明：所设计的控制器能够满足 无人直升机抗扰动和模型参数摄动的要求,并且设计方法简单,鲁棒性强,易于工程实现。     

基于频域辨识方法的无人直升机偏航通道控制律设计技术

为解决直升机偏航通道的问题,对基于频域辨识方法的无人直升机航向控制律设计技术进行探讨。根据 无人机的负重配平原理,利用扫频试飞进行频域辨识,建立偏航通道综合模型,提出无人直升机航向控制律设计技 术,确定控制律参数,并对其进行优化和验证。仿真结果表明：该技术可实现无人直升机的数学建模与控制律设计, 并能具备较好的控制性能品质,具有较强的工程意义。     

无人直升机自动起降段高度控制技术研究

无人直升机自动起降是飞行控制过程中的重难点,针对某型无人直升机自动起降阶段出现的特殊问题,考虑质量不确定性以及地效因素的基础上,设计出基于高度的高度控制和基于升降速率的高度控制两种控制方案,通过Matlab仿真和综合仿真对比,说明基于升降速率的高度控制方案能够较好地解决不确定性问题,满足了不同环境下飞行控制性能要求,并提高了控制精度,更适合样例无人直升机起降段的高度控制。     

直升机下洗流场对导弹初始弹道影响

研究了导弹在两种不同控制模式下,直升机下洗流场对其初始弹道的影响。通过建立直升机下洗流场数学模型和导弹动力学和运动学模型,对导弹在旋翼干扰流场下的姿态和弹道变化进行了仿真研究,给出了在导弹自动驾驶仪启控或不启控状态下旋翼下洗流干扰对导弹姿态和弹道影响变化曲线。结论认为下洗流场对导弹初始弹道的影响是显著的,导弹自动驾驶仪的控制作用可有效减小这种影响。