向量场方法无人直升机轨迹跟踪控制

为实现无人直升机自主跟踪预定轨迹,根据无人直升机的位置和航向信息,提出一种基于向量场的无人直升机轨迹跟踪制导方法。该方法依据地面轨迹航向误差和侧偏距误差渐进为零设计制导律,可用于直线和圆弧轨迹的跟踪。仿真结果表明该方法能使无人直升机成功跟踪预定轨迹,且具有良好的跟踪性能。     

航空器操纵系统钢索失效的种类及原因分析

操纵系统钢索的故障形式包括腐蚀、磨损、卡阻、断裂等,由于操纵系统关系航空器的姿态和航向,特别是关键阶段保持航空器姿态尤显重要,而一旦操纵钢索出现故障,将影响操纵力的传递,舵面有可能无法偏转到预期的位置,航空器的姿态或航向将偏离目标,严重时,将导致航空器失去控制。本文从钢索测试检测与分析、钢索载荷和应力两个方面进行了详细描述,得出了航空器操纵系统钢索失效的相关结论,旨在抛砖引玉。     

基于贝叶斯网络直升机操纵系统的故障诊断

该文针对直升机飞行操纵系统的故障诊断,讨论了故障树分析法和贝叶斯网络法的优缺点,提出一种基于贝叶斯网络的故障诊断方法。首先介绍了贝叶斯网络的基本原理,重点讲述了贝叶斯网络的构建方法和故障诊断流程,应用基于贝叶斯网络的故障诊断方法既可以通过操纵系统部件故障率推断系统总故障率,也可以分析操纵系统的薄弱环节,最后通过实例验证了贝叶斯网络法在直升机飞行操纵系统故障分析中的有效性。     

直升机液压油污染对飞行操纵的影响分析

直升机操纵系统是通过驾驶员进行操纵,使座舱操纵装置经助力器传递到主、尾桨叶,实现直升机的姿态和状态控制。主、尾桨助力器均是一个机-液位置伺服装置,可以用一个很小的力使输入摇臂组件移动,通过液压作用可使助力器输出一个较大的移动力矩,以减轻驾驶员手、脚上的操纵负荷。该文主要介绍了液压油污染对飞行操纵系统可能产生的影响。     

倾转旋翼机外吊挂飞行平衡性研究

通过考虑旋翼滑流对机翼、平尾和垂尾的气动干扰,结合叶素理论及动量理论,建立带外吊挂载荷的倾转旋翼机飞行动力学模型。在此基础上,以倾转旋翼机XV-15为例,在MATLAB平台上采用Levenberg-Marquardt算法对模型进行定常直飞状态配平计算,并将结果与NASA数据对比,验证了模型的正确性,分析了在不同飞行速度及飞行模式下外吊挂物对其飞行操纵量和姿态角的影响。计算结果显示:在直升机模式下,外吊挂对总距影响较大,对俯仰角的影响随着速度的增加而逐渐减小,这与传统直升机相比有所不同;在过渡阶段,外吊挂可有效减缓俯仰角的减小,并且减小纵向操纵量;在固定翼模式下,不建议使用外吊挂模式飞行。     

变距/摆振耦合对直升机空中共振稳定性的影响

采用多桨叶坐标转换和复数坐标 变换等方法,研究了变距/摆振耦合对直升 机空中共振的影响;推导出完全引入变距/ 摆振耦合的直升机空中共振分析公式,建立 了相应的分析模型和计算程序。利用系统的 特征值研究了直升机空中共振的动不稳定性, 得出变距/摆振耦合对直升机空中共振的影响 ;通过系统的特征向量与各自由度之间的相互 作用（能量关系）的研究,揭示了空中共振机理 ,以某型直升机为例进行了计算分析。研究表明 ：正的变距/摆振耦合可以抑制旋翼/机体耦合 系统的动不稳定性,在同时存在挥舞/摆振耦合 和正的变距/摆振耦合时,直升机的旋翼/机体 耦合系统为绝对稳定。     

直升机光电助降系统的双摄影测量算法及实验研究

基于信标的摄影测量定位技术,提出了一种用于光电助降系统的双摄影测量算法.利用两台CCD 摄像机探测直升机两侧各四个信标,建立目标坐标系、摄像机坐标系和图像坐标系,根据信标、镜头中心和信标像点的共线性得到关于旋转矩阵和平移矢量的线性方程组,由此计算出直升机相对于着降点的位姿.设计了一套直升机光电助降实验系统,使用高性能DSP 系统进行实时图像处理,运用双摄影测量算法实时计算直升机着降引导信息.模拟实验结果表明,在两摄像机距离着降点8～13 m 范围内,光电助降实验系统的距离测量精度达到±5 cm,而角度测量精度达到±3°.     

某直升机液压系统原理与典型故障分析

直升机液压系统的主要功能是为操纵系统提供液压能源,实现直升机的飞行控制和姿态控制的目的。在直升机的日常维护中,经常出现液压系统方面的故障,影响试飞效率。航空维护人员为了能科学分析、迅速定位故障原因,对液压系统组成和工作原理进行了较为全面地分析总结。使其能快速排除故障,尽快恢复直升机性能,提高试飞生产效率,保障试飞安全。同时该文结合系统相关的典型故障,进一步诠释了相关知识点。     

张力计校准方法研究

钢索张力测试数据的准确性影响到飞机、直升机操纵系统的准确性和可靠性。钢索张力测试仪（以下简称＂张力计＂）是对各种钢索张力进行测试的设备。由于钢索的热胀冷缩及张力的松紧程度,对飞机完成改变角度、转弯、升降等动作都会产生影响。为确保张力计测试的准确性,必须定期对张力计进行校准。     

航向传感器应用于拖曳线列阵声呐的性能分析

拖曳线列阵声呐大多采用航向传感器作为获取拖线阵运动方向信息的手段,由于拖线阵所在空间磁场环境复杂,航向传感器在拖线阵内的姿态也会对输出信号造成影响,使得航向传感器的输出值与真实方位偏离较大,影响了其在拖线阵中的应用。文章分析了影响航向传感器输出准确性的各种因素,针对拖线阵特殊的应用环境,提出了正确使用、校准航向传感器的方法。     

基于模糊控制的前轮转弯控制律设计EI北大核心CSCD

飞机在地面低速滑行阶段转弯时前轮和主轮不应发生侧滑^([1])。在实际应用中,为满足上述条件,前轮偏转角速度多取为许用角速度下限进行匀速转弯,但该方式大幅降低了飞机的地面操纵性能。同时,由于复杂布局小车式起落架系统的自由度较高,往往难以求出前轮许用偏转角速度的通解。为解决上述问题,对复杂布局小车式起落架系统建立一套动力学分析模型;并基于模糊控制理论,设计一套前轮转弯角速度控制律。经仿真运算证明:飞机前轮转弯许用角速度主要受飞机速度、前轮偏转角度以及飞机航向载荷等因素影响;在不改变飞机构型、不影响飞机性能及安全性的前提下,可通过降低飞机速度及发动机推力等方式提高起落架系统许用前轮转弯角速度;模糊控制理论可应用于飞机前轮转弯角速度控制律设计;基于模糊控制理论的飞机前轮转弯角速度控制律可充分发掘起落架系统地面运动能力,并显著提升起落架系统地面操纵性能。     

一种机械操纵系统操纵器件运动角度分析

该文主要分析了一种机械式操纵系统的操纵器件运动角度与操纵力之间的关系,并且给出一种计算分析方法。机械式的操纵系统,飞行时飞机舵面所受气动载荷通过机械式系统直接传递给飞行员,往往操纵力大,对飞行员操纵强度要求高。为了降低操纵力及飞行员操纵强度,在舵面行程不变的情况下,增大操纵器件的运动行程是一种有效的方法,但操纵器件的行程受到人机工效的限制,不可能无限增大,所以操纵器件的运动行程和操纵力之间需要找到最佳的平衡点。     

我首套同步智能无人机巡检系统成功试飞

<正>"起飞!"4月7日上午11时46分,在500千伏川泰Ⅰ、Ⅱ线雪野湖段,随着操作人员一声指令,一架长不到3米、高不到1米的无人驾驶直升机平稳地飞向川泰Ⅱ线88号塔,按照预设的三维度对输电线     

自适应鲁棒H2控制及其在小型无人直升机航向控制中的应用

提出了一个新的鲁棒控制方法并将其应用到小型无人直升机的航向控制中.给出了直升机的非线性航向动力学模型并进行简化,然后线性化为具有仿射不确定性的线性模型.针对这个线性模型,基于线性矩阵不等式方法提出了具有自适应机制的鲁棒H2反馈控制器.这种设计方法可以降低固定增益控制器所固有的保守性,提高控制效果.数字仿真验证了设计方法的可行性.     

基于模糊控制的前轮转弯控制律设计

飞机在地面低速滑行阶段转弯时前轮和主轮不应发生侧滑~([1])。在实际应用中,为满足上述条件,前轮偏转角速度多取为许用角速度下限进行匀速转弯,但该方式大幅降低了飞机的地面操纵性能。同时,由于复杂布局小车式起落架系统的自由度较高,往往难以求出前轮许用偏转角速度的通解。为解决上述问题,对复杂布局小车式起落架系统建立一套动力学分析模型;并基于模糊控制理论,设计一套前轮转弯角速度控制律。经仿真运算证明:飞机前轮转弯许用角速度主要受飞机速度、前轮偏转角度以及飞机航向载荷等因素影响;在不改变飞机构型、不影响飞机性能及安全性的前提下,可通过降低飞机速度及发动机推力等方式提高起落架系统许用前轮转弯角速度;模糊控制理论可应用于飞机前轮转弯角速度控制律设计;基于模糊控制理论的飞机前轮转弯角速度控制律可充分发掘起落架系统地面运动能力,并显著提升起落架系统地面操纵性能。     

利用LabWindows/CVI的多线程技术实现的某型磁航向姿态基准系统信号角度A/D解算

飞机的姿态角和航向角参数是磁航向姿态基准系统中重要的飞行姿态参数,包括姿态陀螺的俯仰角、倾斜角和航向陀螺的航向角,这些对于保障飞行安全,提高飞行训练水平和机务维护质量都具有十分重要的作用。本论文在分析同步器信号转换板为硬件主体,采用LabWindows/CVI虚拟测试设备多线程编程技术的基础上,详细介绍LabWindows/CVI实现某型磁航向基准系统信号角度A/D解算的编程思路及过程。     

新型聚焦反共振式主减隔振系统性能分析

为降低直升机向机体传递的旋翼动载荷,提出了一种新型聚焦反共振式主减隔振装置。通过建立聚焦反共振式主减隔振系统参数模型,分析了聚焦反共振式主减隔振系统的载荷传递特性,讨论了弹簧板刚度、惯性质量等关键参数对主减模态频率以及隔振效率的影响;为了验证该模型及后续进一步研究,按照某型机主减接口加工了一套聚焦反共振式主减隔振装置同时进行了地面试验,计算结果与试验结果吻合。经试验结果表明,加装聚焦反共振式主减隔振装置对垂向、航向和侧向三向激励的隔振效率均达到了80%,为新研直升机以及现役直升机减隔振需求提供一条新的途径。     

一种控制架空输电线舞动的方法与实验研究

针对架空输电线舞动问题，提出了一种控制方法。此方法的基本原理是：使作用在输电线上的气动力近似地成为平衡力系，从而控制输电线舞动。实现的方法是在输电线螺旋地缠绕横截面为三角形的塑料带，使气动力的攻角沿输电线的长度方向周期性地变化，使作用在输电线上的气动力近似地成为平衡力系。用实验验证基本原理和实现方法的正确性。用能量分析方法导出了螺距设计公式。提出的控制输电线舞动方法与失谐摆和偏心重锤相比，有不使输电线静张力明显增加的优点。     

三缸发动机悬置系统设计方法的研究

以直列三缸发动机为研究对象,分析了曲柄连杆机构的旋转惯性力、往复惯性力及缸内气体压力对缸体产生的不平衡力和力矩,并与四缸、六缸发动机受到的不平衡力和力矩进行对比。分析了三缸机的几种常见平衡方法(曲轴加平衡重、一阶平衡轴机构和二阶平衡轴机构)下,作用于缸体上的不平衡力和力矩。在三种典型的平衡方式(完全不平衡,50%平衡和完全平衡)下,计算并对比了每种情况下缸体受到的不平衡力矩和悬置的动反力。建立了三缸发动机悬置系统固有频率、能量分布及悬置动反力的设计要求,提出了三缸发动机悬置系统的优化设计方法。给出一计算实例,对悬置的刚度进行优化设计,表明了所建立的方法的有效性。     

从“两个罗盘”到“航向位置指示器”——沿跑道延长线穿云下降时位置偏差的发现和修正

单机穿云飞行是飞行员必须掌握的技能之一,其最后一个阶段是使飞机沿跑道延长线穿云下降。在这一过程中,由于受侧风的影响以及飞行员保持要素不准等原因,飞机可能会偏离跑道延长线,进而影响安全着陆。所以,飞行员必须要及时地发现并修正偏差,使飞机回到跑道延长线上。复杂气象条件下,无法用目视的方法判断飞机是否在跑道延长线上,偏差的发现和修正一般是借助于领航仪表来实现的。在初教机上,可以借助于两个罗盘——磁罗盘和无线电罗盘;而在安装有航向位置指示器的飞机上,无线电罗盘和磁罗盘指示的角度都可以在航向位置指示器上指示,所以,偏差的发现和修正只需借助这一块仪表进行。完成初教机飞行训练的学员,已经适应了两个罗盘,本文对如何尽快完成从"两个罗盘"到"航向位置指示器"的转化做详细分析。