一种小型无人直升机姿态陀螺减振平台设计及试飞验证

介绍了起飞重量为120 kg的小型无人直升机总体结构布局,简述了该飞机自动驾驶系统的工作原理,提出了要采用自动驾驶的核心感应器——姿态陀螺。对飞机进行空中振动环境测试,得到飞机悬停、前飞状态下局部部位幅频特性,为陀螺的减振平台提供设计依据。本文着重论述了减振平台设计方法,重点在平台的关键部件减振器研制;通过理论分析和实验研究,研制出了一个内腔为硅油、外部为橡胶囊,重量轻、阻尼大、结构新颖减振器。飞机经过大量飞行实验,验证了研制的陀螺减振平台性能良好,解决了陀螺共振翻倒,输出假信号难题,为无人直升机进行自驾飞行提供保证。本文为相关的陀螺减振平台提供工程设计依据。     

中型无人直升机电动舵机控制器设计与实现

针对某中型无人直升机对电动舵机控制回路的特殊需求,设计了一种以“ DSP ＋ FPGA＋ 功率驱动”为主控单元的舵机控制器.其软件设计遵循模块化和层次化的原则;其硬件由主控模块、驱动模块、信号采集模块和电源模块协同合作,能够同时对 ５ 路电动舵机进行控制.针对舵机控制过程中存在的“快、准、稳”问题,提出一种外环采用线性自抗扰控制、内环采用常规控制的复合控制策略;同时搭建相应的测试验证环境.测试和实际试飞结果表明,该舵机控制器解决了负载动态变化的不确定性和小信号指令跟踪差的突出问题,取得了较好的工程应用效果.     

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。     

小型无人直升机自转建模与控制策略研究

针对小型无人直升机动力失效后的自转着陆问题,建立了直升机自转飞行动力学模型。根据直升机自转飞行过程中的下降速度变化,将飞行过程分为加速下降、稳定下降和减速着陆 3 个阶段,设计了相应的控制策略。仿真结果表明,该模型具有较高的精度,实现了直升机自转飞行的安全着陆。研究成果对小型无人直升机自转飞行的研究具有一定的参考意义。     

小型无人直升机纵向稳定控制的研究

给出了一种稳定控制小型无人直升机纵向运动的方法。首先,利用已知模型作为待辨识无人直升机,选择3211序列作为控制输入,通过已有的模型,产生输入输出对;其次利用最小二乘的方法进行辨识,可以得到对应输入和输出关系的差分方程,通过离散系统和连续系统的对应关系,可以得到对应微分方程。最后,利用设计的PID控制器实现纵向姿态的跟踪控制,达到直升机纵向稳定控制的目的。仿真结果验证了方法的正确性以及实际应用的可行性。     

某无人直升机陀螺减振器设计和试验研究

根据某无人直升机的飞行测量,获得其陀螺安装板的振动水平,对该陀螺减振器的频率和阻尼参数提出要求,设计了两种减振器,通过地面加速试验和试飞,优选设计方案。这种参数测定和试验选型的方法可为其他减振器设计提供借鉴。     

小型无人直升机桨叶接头强度及模态分析

采用ANSYS有限元方法,分析了小型无人直升机跷跷板式的桨叶接头在直升机升降和飞行最大过载时的受力和变形情况,并对桨叶接头进行了含约束的模态分析,根据求解结果分析最有可能失效部位.     

某无人直升机设备平台随机振动分析

使用某无人直升机振动环境谱对其设备平台进行随机振动分析。通过能量相等法将某无人直升机的随机加正弦振动环境谱转化成宽带加窄带随机振动谱,对设备平台进行三维和有限元建模,基于ANSYS Workbench对其进行模态分析以及振动环境谱下的随机振动分析,得到了设备平台的模态频率、动强度和位移响应值。为设备平台在某型机上的安装提供了设计支撑。     

基于 Kane 方法的小型无人直升机的动力学分析

针对具有高度非线性、复杂动力学特性的小型无人直升机,基于Kane方法,提出了一种推导其动力学模型的新方法。该方法兼有矢量力学和分析力学的优点,首先采用欧拉角为绕机体坐标轴3－2－1重新建立了小型无人直升机的平移和旋转动力学模型,建模过程中考虑到主旋翼陀螺效应对模型的影响,将主旋翼当成刚体,减小了建模的复杂度。其次,通过优化模型使纵横向通道实现解耦,便于姿态控制器的设计。最后,仿真实验展现了小型无人直升机的平移和旋转运动规律,并通过实飞实验反映了小型无人直升机在悬停状态下的动态特性,将实飞实验数据和优化后的仿真结果进行比较,证明了所建模型的有效性。     

基于混沌蜂群算法的小型无人直升机系统辨识

针对小型无人直升机在悬停状态下飞行动力学模型的系统辨识问题,提出了一种基于混沌蜂群算法(chaotic artificial bee colony algorithm,简称CABC)的辨识方法。由于直升机的数学模型是非线性的,因此用小扰动理论对其线性化,得到纵横方向待辨识的解耦模型;进一步将系统辨识问题转变成优化问题,以蜂群为搜索单位,通过群体之间的信息交流与优胜劣汰机制,使得蜂群向更优方向进化;利用混沌算子来改进侦察蜂的搜索机制,使得人工蜂群算法脱离局部最优束缚,获得更强的全局寻优能力。根据无人机实际飞行试验数据,对辨识获得的模型进行了分析与验证,结果表明,采用该辨识方法,估计出了解耦模型中的未知参数,与遗传算法和传统人工蜂群算法相比,所提算法的辨识精度更高。     

某型无人直升机结构振动可靠性分析及研究

振动是无人直升机结构系统设计时重要关注方向之一,振动水平的高低直接影响无人直升机系统的飞行品质。常用的定性振动设计理论没有考虑由于材料或尺寸参数随机性带来的固有频率和激振频率的分散性,文中所提的常规振动可靠性分析理论很好的弥补了这一缺陷。文中考虑结构系统自由度及激振源个数不同情况,推导了振动可靠度求解公式。最后,以某型无人直升机为例,验证了所提方法及公式推导的正确性。     

无人直升机多功能离合器设计与试验

针对小型无人直升机传动系统的动力传递与断开要求,设计了一种具有超越功能的离心式离合器。与原发动机附带离合器相比,该离合器结构简单、性能可靠、重量轻、具有单向传动功能(超越功能)等优点。     

基于AVR单片机的红外导航无人船的设计与实现

基于AVR单片机设计了红外光源自导航的无人水面航行器。该系统以Atmega16单片机为核心控制器,采用单稳态电路检测信号,利用增量式PID算法进行航向矫正,通过内存堆栈保存航向数据实现航向锁定的闭环控制。该自动导航系统具有航向调节时间短,异常处理有效等优点,在航速较高时仍能保证航向准确。     

某无人直升机框架内压支撑杆的有限元分析

某无人直升机机身框架结构是由缘杆、立柱、横杆和支撑杆等杆件焊接而成的空间桁架结构。基于ANSYS软件,首先分析了机身框架内压支撑杆的强度、刚度,得到支撑杆在有无内压情况下的对比值,然后计算了有无内压情况下整个机身框架的固有频率和振型,全面评估了内压对框架的影响,指导和优化机身框架设计。这种有内压支撑杆的框架结构已成功应用于该无人直升机,外场飞行时间达到400多小时,框架结构未发生疲劳破坏。     

具有三维姿态测量功能的无人机自动驾驶仪的设计与实现

自动驾驶仪是无人机的核心控制部分.论文介绍了一种具有三维姿态测量功能的小型无人机自动驾驶仪的硬件设计,分析了各部分硬件的功能和相互接口,给出了实验数据.该自动驾驶仪集成了多种利用微机电技术制造的传感器,具有飞行增稳和三维姿态测量功能,可以接收全球定位系统信号,根据设定航线实现按预定航线自主飞行.     

某型无人直升机飞行传感器故障模拟与容错技术研究

针对某型无人直升机半实物仿真系统中传感器故障模拟与容错技术问题,设计了无人直升机飞行传感器模拟系统来模拟大气数据计算机、无线电高度表、GPS机载传感器等信号,对无人直升机的高度、升降速率和速度进行了故障仿真、替代容错处理及模态容错处理,提出了软件故障注入方法并实现了传感器模拟信号的注入,采用VC6.0设计了以上3种传感器的故障注入程序,实现了对无人直升机传感器故障容错设计的验证。研究结果表明,采用该设计验证方式能准确验证无人直升机传感器故障容错的有效性。     

基于CAN网络小型直升机自动驾驶仪硬件及导航系统设计

本文介绍一种基于CAN网络的无人直升机自动驾驶仪的硬件系统结构与姿态导航原理。此系统采用GPS+INS组合导航系统,通过非线性卡尔曼滤波[1]计算飞机姿态与导航信息。     

Aerodynamic performance optimization for the rotor design of a hovering agricultural unmanned helicopter

The importance of using Agriculture unmanned helicopters (AUHs), especially for spraying pesticides and fertilizers on any terrain type to ensure crop yields, has been recently acknowledged. Apart from flying these helicopters at a super-low altitude and low speed, using an efficient and optimum rotor blade ensures a uniform and deep penetration of pesticide and fertilizers over a specified area. Accordingly, this work attempts to optimize the rotor blade of an AUH by using coupling statistics and several numerical techniques, including design of experiments, response surface method, and computational fluid dynamics. The experiments are designed using the central composite design method and by selecting the geometric variables that affect the aerodynamic performance of the rotor blade, including the root chord, tip chord, and angle of attack. The angle at the root and tip is optimized in order for the resulting twist to produce a uniform blade loading, achieve maximum lift, and minimize the required hover power. The required aerodynamic forces and limited availability of engine power are identified as constraints. The blade is optimized only when the helicopter is hovering at a persistent rotational speed, and the hover efficiency of the rotor blade with an optimal twist distribution is significantly higher than the baseline.