某型直升机飞控系统故障诊断的研究

飞控系统故障诊断研究是一项重要的工作。对直升机飞控系统中可能出现的故障进行了分析,提出了诊断措施。基于直升机模型的故障诊断技术,在直升机悬停状态下,建立了线性化运动方程,并建立了一个具有鲁棒性的直升机控制系统。分别在无故障和执行器发生故障这两种状态下,仿真分析了直升机的三轴姿态保持运动。最后在该模型的基础上设计了故障检测观测器,仿真结果表明了该方法的有效性。     

基于DSP微处理器的无人机飞控系统设计

根据某固定翼飞机的飞行特性,完成姿态回路和导航回路的飞行控制器设计。接着,以DSP28335微处理器为核心,设计出该无人机的飞控系统及地面监测与指令传送系统。最后,对所设计的控制器进行仿真实验,实验结果表明,该飞控系统性能良好,符合设计要求。     

浅谈冗余飞控系统软件架构设计

飞控系统对提高直升机的稳定性和操纵性起着关键作用,要求飞控系统具有非常高的可靠性和安全性。采用硬件余度设计是提高系统可靠性的有效手段。本文针对多余度的硬件配置的冗余飞控系统,设计了相应的飞控系统该软件架构,包含其硬件配置、功能划分、运行状态中的时序和数据流。     

小型便携式船舶姿态测量系统研究

针对小型船舶的运动姿态测量及自航模试验等不便安装姿态测量设备的问题,提出一种小型化便携式船舶姿态测量方法,并设计了相应的系统.通过分析船舶各点的运动状态,采用捷联方式,多组惯性器件直接敏感姿态参数,系统软件实现姿态解算.为保证系统的可靠性和克服惯性元件特性随环境的变化,研究了一种基于状态空间估计的软件算法.在不同海情下与传统Kalman滤波算法进行了仿真比较,验证了该算法的有效性.最后给出了该系统的实测结果,初步证明了系统的可行性.     

冗余策略下的高可靠移动机器人控制系统设计

论述了移动机器人控制系统的设计原理与实现方法,并针对惯性传感器易发故障、单一姿态测量系统无法保证控制系统高可靠性的缺点,利用二模硬件冗余策略为控制系统设计了低成本的冗余姿态测量系统。针对移动机器人嵌入式微控制器运算能力有限,设计了高准确度和低时间复杂度的自适应能态突变检测算法,检测惯性传感器故障。仿真和实验结果表明,该算法能极大提高传感器故障检测和余度切换的实时性,使系统失控时间<95 ms,俯仰角最大偏差不超过17°。冗余姿态测量系统的设计,能极大延长控制系统的平均失效时间,确保控制系统具备高可靠性。     

微型无人直升机姿态控制系统设计和试验研究

文章介绍了微型无人直升机姿态控制试验平台的组成和工作原理。采用低功耗嵌入式计算机和惯性传感器构建了一个可靠的低成本的姿态控制系统,为了保证飞行试验的安全性,设计了姿态试验装置。利用改进的PID控制算法对微型直升机的姿态进行控制,试验结果说明了姿态控制系统的可靠性以及试验平台和控制算法的有效性。     

小型飞行器MEMS姿态测量系统

针对目前可获得的微机电系统(micro electromechanical system,简称MEMS)惯性测量元件,提出一种用于小型飞行器的姿态测量系统实现方案,采用三轴加速度计和单轴速率陀螺构建系统,可满足飞行器加速度小于6g、角速度小于±300(°)/s的姿态测量需求。根据所选MEMS惯性传感器的特点,给出传感器的测试方案和测试结果,利用加速度计测量信息直接修正方向余弦矩阵来抑制姿态角的误差积累,并进行姿态测量试验。试验结果表明:系统以100Hz的频率更新姿态测量值,在满足姿态矩阵修正阈值的条件下,姿态测量误差小于1(°)。     

状态χ2检验法在惯性航姿系统内阻尼卡尔曼滤波器中的应用

本文探讨了如何利用惯性测量组合本身的信息来提高捷联航姿系统的姿态精度。根据平台式阻尼网络的思想，设计了捷联式内阻尼卡尔曼滤波器，将惯导系统捷联解算获得的姿态与加速度计估计的姿态进行组合，在系统非加速度状态下，提高了姿态输出的精度。为了实时监测系统的运动状态从而判断内阻尼姿态的有效性，本文成功将状态χ2检验法应用在内阻尼卡尔曼滤波器中，设计了基于2个状态传播器的故障监测器，并通过对故障检测向量元素的检验代替对整个向量的检验，提高了故障监测的灵敏度和可靠性。最后，实际系统的动静态实验验证了本文所提出的方法的有效性。     

一种新型微惯性测量组合捷联惯导系统的研究

在大动态环境下,测量载体的角速度的陀螺仪已经很难满足陀螺仪量程的要求。本文针对具有大角速度和大角加速度的短时飞行的动态载体,利用加速度计的输出公式和惯性器件的测量值,解算出载体质心的线加速度和角速度;根据微惯性测量组合捷联惯导系统原理设计了微惯性测量组合的安装方案并且论证了该组合方案的优越性;通过MATLAB软件对该方案经行了仿真,结果表明该方案有效提高了系统精度。     

某型飞机飞控系统地面模拟试验加载系统设计

飞机舵面加载系统是飞机地面模拟试验的重要试验设备之一,其模仿飞控系统的空中受力情况,为飞机地面模拟试验提供仿真的力学试验环境,舵面加载系统为飞控系统提供实时、动态加载,来验证飞控系统的性能,动态考核飞控系统的控制、响应和输出能力。通过对飞控系统试验需求的分析,研究了加载系统的设计流程和设计过程中需要解决的关键技术问题,分析并提出了如何解决动态响应、多余力、加载误差等关键问题的方法,本设计方法在实际试验工作中得到了检验并获得良好的应用效果。     

某型直升机润滑油系统附件测试台的设计

设计了一种直升机润滑油系统附件测试台,该测试台可用于某型直升机润滑油系统附件装机前的校验、性能测试和故障诊断.该测试台由管路系统和控制系统组成,可以分别输出液压和气压,并实现了极低压力的调节和输出,具有输出压力精度高、结构紧凑、效率高、操作简便、功能齐全、可靠性高等特点.     

直升机分布式自动飞行仿真平台设计与实现

针对直升机飞控平台结构混乱的问题,基于VS和Qt开发平台,提出并建立了分布式交互飞行仿真系统和软件环境。建立了直升机非线性模型并完成飞控系统设计,验证其准确性;完成飞管系统各模块的研究和设计,实现直升机全自动飞行。仿真结果表明:所设计的分布式自动飞行仿真平台结构清晰,各模块分工明确,可优化直升机各项工作,确保直升机平台协调运行。     

利用激光技术测量直升机旋翼共锥度的系统

旋翼共锥度测量是直升机生产、维护中的重要的检查项目,目前对旋翼共锥度的测量有CCD技术方法和激光技术方法,激光技术测量方法简单、快速且精度高.本文讨论了利用激光技术对直升机旋翼共锥度进行非接触测量的原理与方法,介绍了一种应用系统,该系统由激光器、硅光探测器、信号放大处理器、定时器、计算机和数据输出接口组成,具体给出了测量系统的组成结构和计算方法,并进行了精度分析,分析结果表明测量精度可保证在1 mm内.     

直升机电液伺服飞控作动系统设计与实现

针对当前国内外典型直升机电传飞控作动系统的技术现状,设计了一种基于FPGA和射流管式伺服阀的电气四余度、液压机械双余度直升机飞控作动系统,并通过仿真分析和工程试验的方法,验证了系统的关键技术和性能指标。分析和试验结果表明,该系统具有较高的集成度、频响、安全性和可靠性,为我国直升机电传飞控作动系统领域的技术选择提供了多选项。     

直升机燃油系统抗坠毁技术研究

文中简要介绍了直升机燃油系统抗坠毁设计的基本要求和基本原则,以及这项技术的应用前景。直升机抗坠毁设计目的是为提高飞行员在驾驶直升机意外坠毁时的生存概率,对我国直升机的燃油系统设计制造有一定参考价值。     

姿态参照系统中硅微机械加速度计的温度补偿

微机械加速度计的输出受到环境温度的影响.文中以姿态参照系统为例,通过温度实验,得到了姿态参照系统中的微机械加速度计在不同温度下的输出,通过数据拟合建立了静态温度模型,对加速度计的零偏和标度因子进行了补偿.在姿态参照系统中对该温度补偿模型进行试验,结果表明得到的模型可以有效地补偿系统中的微机械加速度计的温度误差.使加速度计随温度变化的稳态输出变化的数量级由10-3减小到10-4.该温度补偿方法也适用于其他MEMS惯性测量系统中的微机械加速度计的温度补偿.     

基于MTi惯性测量的偏航角检测

针对当前一些交通工具及军用飞行器的姿态测量开发难度大和周期长的问题,提出了基于惯性姿态参考系统(Motion Tracker Instrument,MTi)惯性测量的偏航角检测方法。该方法利用MTi及步进电动机等构成一个测试平台,通过获取系统实时采集当前的偏航角,并通过单片机进行姿态解算,从而判断系统是否按照设定路线前进,然后输出控制信号给电动机的驱动电路,驱动电动机向相应的方向转动。实验表明:测量结果和姿态解算的值基本一致,测试平台的运行路线正确。     

用于动态测量的一种新的惯性传感系统

针对各种动态测量系统和技术的不足,以及机床工作环境对测量过程的影响,提出一种新的惯性传感系统,用于并联机床各杆件(腿)长度、姿态(位姿)变化的精确测量。系统运用数据融合的方法,对测量中出现的惯性误差作出修正,抑制误差的漂移,并预估系统的位置和速度状态变量。通过对300 mm全程运动的实验测量和对实验结果的分析表明,应用新的系统,能改善并联机床和机器人的动态定位,使位置精度和运动精度得到明显的提高。并随着低成本固态加速度计技术的进一步完善,使测量成本降低的同时,新系统能为并联机床和机器人提供更高的位置与速度的动态测量精度。     

直升机航向姿态系统机内测试降虚警方法

振动、温度等环境因素导致的虚警问题严重阻碍着机内测试在直升机航向姿态系统中的应用,针对该问题建立了航向姿态系统机内测试的隐马尔科夫模型,采用正常、虚警、故障等历史信息训练该模型.提出了基于隐马尔科夫模型的降虚警方法,该历史信息与当前机内测试结果相结合,监测识别机内测试虚警.某型直升机航向姿态系统机内测试试验结果表明,该方法可以有效地降低机内测试虚警.     

应用Kalman滤波器提高机抖激光陀螺姿态测量系统瞬时精度的方法

机械抖动激光陀螺输出的原始数据不仅包含了外界的惯性输入的角速率信息,还包含了抖动信号的角速率信息,通常使用线性相位FIR滤波器去除机械抖动信号,信号经滤波后其所有频率成分都将产生一定时间的延迟,这将对由机抖陀螺组成的高精度实时姿态测量系统造成影响.本文提出了一种基于姿态角运动跟踪预测模型和Kalman预测的姿态测量滤波延迟补偿方法.实验结果表明,本方法能有效估计并预测运动载体的姿态运动,补偿由于FIR滤波器时间延迟带来的不利影响,提高姿态测量系统的实时性和瞬时精度.