小型尾坐式飞行器自适应SRUKF姿态算法

针对小型尾坐式飞行器姿态估计问题,设计了由陀螺、加速度计、磁强计组成的姿态测量系统。为了抑制MEMS陀螺漂移导致的姿态误差,以四元数为状态变量,以加速度计和磁强计的输出作为观测变量,建立了滤波模型。采用平方根无迹卡尔曼滤波(SRUKF)对传感器信息进行融合,保证了滤波算法的数值稳定性。由于小型尾坐式飞行器抗干扰能力弱,引入自适应算法,解决了量测信息受到干扰时滤波精度下降的问题,提高了系统的鲁棒性和可靠性。仿真结果表明,存在外界磁场干扰时,姿态误差小于1°。通过实际飞行实验,验证了算法的可行性。     

带两控制器刚体飞行器的姿态镇定

已知带两控制器的刚体飞行器系统不能被连续的纯状态反馈局部渐近镇定.有效的解决方法包括时变反馈镇定方法和非连续反馈镇定方法.现有的时变反馈镇定方法设计均较为复杂.已有的光滑时变反馈方法是非指数收敛的.本文通过引入辅助变量以及采用反馈线性化技术设计出光滑时变的控制器.该方法设计简单且保证闭环系统状态是指数收敛的.仿真结果证明了本文方法的有效性.     

基于PWPF调制技术的飞机飞行姿态控制系统软件设计

为实现飞机行进轨迹多波段同时调节,使其飞行姿态能够受到软件程序的有效控制,设计基于PWPF调制技术的飞机飞行姿态控制系统软件程序。根据时钟配置情况,设置CAN通信接口,并以此为基础,完成对导航仪与舵机状态的检测,再联合偏航距离校正结果,规范核心控制程序的编写形式,实现系统各软件模块功能的设计。建立自抗扰闭环,按照PWPF调制技术的静态作用需求,求解二次规划函数,完成基于PWPF调制技术的控制机制定义。在反步控制器运行过程中,推导非线性建模表达式,实现对飞机飞行姿态控制行为的建模,完成基于PWPF调制技术的飞机飞行姿态控制系统软件设计。实验结果表明,基于PWPF调制技术所设计的软件程序,在X波、C波、S波、L波的波频范围内,均能有效控制飞机的飞行姿态,与多波段调节飞机行进轨迹的实际应用诉求相符合。     

民机试飞遥测地面实时数据处理软件设计与研发

为了满足大型民机试飞实时监控的需求,针对遥测数据设计研发了一套实时处理软件,软件包含后端解析服务和前端显示软件两大部分;后端解析服务采用多线程调度技术,实现实时处理及数据回放等不同工作模式下IRIG 106 CH10数据的接收、PCM数据的解析和数据的实时存储;前端显示软件基于WPF框架采用MVVM设计模式开发,包括任务管理、参数配置、算法处理和数据同步等子模块;经实际测试,软件实现了国产某大型客机不少于8000个遥测数据和多路视频的实时解析、分析和转发,满足了试飞过程中的实时监控需求,为试飞任务的安全开展提供了有力保障。     

Attitude Stabilization of a Biologically Inspired Robotic Housefly via Dynamic Multimodal Attitude Estimation

In this paper, we study sensor fusion for the attitude stabilization of micro aerial vehicles, particularly mechanical flying insects. Following a geometric approach, a dynamic observer is proposed that estimates attitude based on kinematic data available from different and redundant bioinspired sensors such as halteres, ocelli, gravitometers, magnetic compass and light polarization compass. In particular, the traditional structure of complementary filters, suitable for multiple sensor fusion, is specialized to the Lie group of rigid-body rotations SO(3). The filter performance based on a three-axis accelerometer and a three-axis gyroscope is experimentally tested on a 2-d.o.f. support, showing its effectiveness. Finally, attitude stabilization is proposed based on a feedback scheme with dynamic estimation of the state, i.e., the orientation and the angular velocity. Almost-global stability of the proposed controller in the case of dynamic state estimation is demonstrated via the separation principle, and realistic numerical simulations with noisy sensors and external disturbances are provided to validate the proposed control scheme.     

挠性欠驱动航天器的姿态镇定方法

针对挠性欠驱动航天器的姿态系统的镇定问题,提出了一种基于自适应观测器的容错控制方法,使得航天器的角速度和姿态收敛到有界的区域．所考虑的挠性航天器几乎是轴对称的,其中小参数ε给出了航天器关于欠驱动轴的非对称性的度量程度．首先,利用齐次系统的思想简化系统的模型,消除部分难以处理的耦合项;其次,设计自适应观测器实现对挠性非线性项的未知信息进行估计,并给出观测值与真值的范数界限;进而设计容错控制器使得系统的输出对于耦合项的估计是输入状态稳定的．最后,仿真结果验证了所提方法的有效性．     

Robust Stabilization of Nonlinear PVTOL Aircraft with Parameter Uncertainties

In this work, the stabilization control problem is investigated for the planar vertical take‐off and landing (PVTOL) aircraft with unknown model parameters. To cope with the challenges caused by non‐minimum phase and parametric uncertainties, a new appropriate output, different from the general centroid position output, is carefully constructed to ensure the zero dynamics asymptotically stable, then the sliding‐mode technique is applied to design a state feedback control law. The proposed robust control law is proved able to asymptotically stabilize the PVTOL aircraft to the desired fixed position with null velocities and roll angle despite the unknown model parameters. Simulation examples illustrate the effectiveness of the proposed control algorithm.     

小型无人机飞行姿态测量系统的设计

飞行姿态是无人机飞行时最重要的参数之一,针对现有多数姿态测量系统体积大、功耗高、续航时间短,并不适合应用于小型或微型无人机上等问题,提出了一种基于DSP的小型化无人机飞行姿态测量的设计方案;完成了微固态陀螺实时数据采集,并通过四阶Runge-Kutta方法对其姿态角进行了求解;给出了姿态测量系统各模块的设计思想及基于μC/OS-Ⅱ的软件设计流程;与NAV440CA-200型IMU对比结果显示,在35秒的测试时间内滚转角相对误差为0.5°,俯仰角相对误差为0.4°;试验结果表明,该姿态测量系统具有较高的测量精度、体积小、功耗低等特点,满足设计需要。     

飞行实时数据通信的Visual C++实现

介绍了FK－2飞行实时监控系统中地面站与机载设备的通信问题，地面站实时接收并处理数据的方法，以及地面站计算机网络间数据的发送与接收问题，详细阐述了通信中的时隙分配，在VisualC 中线程的使用，以及自定义网络数据格式和深度缓冲法。     

基于VxWorks的飞行器模飞测试方法研究

在传统飞行器综合测试中,特别是模飞测试中,通常侧重于电气系统的接口匹配性测试,但对飞行控制软件、飞行时序和控制参数的正确性考核不够充分,往往需要依赖半实物仿真试验来进行验证。为解决飞行器传统模飞测试中测试覆盖性不足、测试效率较低的问题,在某型飞行器的测试过程中,采用闭环实时仿真的设计思路,设计了一套基于VxWorks的飞行器模飞综合测试系统。结合某飞行器电气系统综合试验开展了设计验证工作,试验过程模拟了多种工况下的飞行轨迹,能够验证和覆盖所有飞行时序动作,所有硬件系统均能按照设计流程工作,各项技术指标能够满足设计要求。试验表明该方法能够有效提高对飞行控制软件和时序动作的测试覆盖性并能提高整个飞行器的测试效率。     

四旋翼无人机的室内自主飞行控制

为了解决四旋翼无人机在室内等无GPS信号的复杂环境中实现自主飞行的问题,在对四旋翼无人机进行非线性建模的基础上,分别设计了基于反步法结合滑模理论的姿态控制器和基于PID的位置控制器.考虑到激光测距仪高昂的价格,提出一种基于红外传感器和扩展卡尔曼算法(EKF)实现无人机室内自主飞行定位的方法,通过无人机的旋转运动弥补红外传感器每次只能测量单一点距的缺陷.最后,通过仿真验证所设计的控制器和定位算法的性能.Wyfh2结果证明了所设计的四旋翼无人机室内自主飞行方法的有效性和可靠性.     

Attitude Stabilization of a Quadrotor by Means of Event-Triggered Nonlinear Control

In this paper, a quaternion-based feedback is developed for event-triggered attitude stabilization of a quadrotor mini-helicopter. The feedback is derived from the universal formula for event-triggered stabilization of general nonlinear systems affine in the control. Event-triggered control is a resource-aware sampling strategy that updates the control value only when a certain condition is satisfied, which denotes event instants. Such a technique allows a reduction of the control computational cost and communications demand. The proposed feedback ensures asymptotic stability to the desired attitude. Real-time experiments are carried out in order to show the convergence of the quadrotor states to the desired attitude as well as robustness with respect to external disturbances. Results show that the proposed strategy can reduce by 80 % the number of control function calls and consequently reduce the communications of the embedded system without sacrificing performance of the whole system. To the best of the authors’ knowledge, this is the first time that a nonlinear event-triggered controller is experimentally applied to the attitude stabilization of an unmanned aircraft system.     

Real-Time Attitude Stabilization of a Mini-UAV Quad-rotor Using Motor Speed Feedback

A real-time attitude stabilization control scheme is proposed for the efficient performance of a mini-UAV Quad-Rotor. Brushless DC (BLDC) motor speed sensing is performed by reflective sensors in order to obtain a robust stabilization of the vehicle in hovering mode both indoor and outdoor. The speed measurement has the advantage of introducing this state information directly in the closed loop control which should be very useful for achieving robust stabilization of the mini-UAV. Furthermore a stabilizing control strategy based on Control Lyapunov Function (CLF) is proposed. The control scheme contains two control loops. The inner loop is devoted to control the motors speed while the outer loop is devoted to control the attitude stabilization of a mini-UAV. Assuming that the motors can be considered as a disturbance of the system, then by the standard singular perturbation theory, we may conclude that the system is asymptotically stable. Finally, to verify the satisfactory performance of proposed embedded controller, simulations and experimental results of speed sensing feedback in BLDC motors of the Quad-rotor aircraft in the presence of disturbances are presented.     

互补滤波算法在四旋翼飞行器姿态解算中的应用

针对四旋翼飞行器飞行过程中的姿态最优估计问题,本着准确、快速的原则,选择了基于陀螺仪、加速度计和电子罗盘的捷联式惯性测量系统.由于这些传感器存在温度漂移和噪声干扰等问题,采用互补滤波算法,通过融合IMU多传感器的数据信号,对测得的姿态数据进行补偿修正,解算出高精度的姿态角.为了验证互补滤波算法的有效性和实用性,通过实际的四旋翼飞行器角度测量系统对互补滤波算法展开研究.结果表明姿态角解算中采用互补滤波算法能够快速、稳定的输出高精度姿态数据,姿态角最大跟踪误差控制在±2°以内,满足四旋翼飞行器飞行控制的要求,成功完成了姿态的最优估计.     

飞机纵向飞行轨迹的优化与实现*

本文研究了飞机纵向飞行轨迹的优化技术,选用质点运动能量状态方程为飞机运动模型,直接操作成本为优化指标函数;飞机纵向飞行剖面被假定分为三个飞行段:爬升、巡航和下降;将能量状态引入指标函数,使其成为哈密顿函数中的独立变量,则由动态变分法和极小值原理得到对各飞行轨迹段的优化算法;尔后用Fibonacci单参数搜索法来予以实现。文中给出了部分仿真结果。     

实时飞行仿真系统构建的研究

本文研究了构建一种实时飞行仿真系统的详细方法。由建立非线性动力学方程、起落架数学模型,以及设计发动机、气动系数、风和大气环境模型后,在Simulink环境下编程实现各模块的功能,采用了一种有效的数据预处理和函数生成的方法保证了仿真的实时性,最后在完整仿真模型的基础上进行了飞行各阶段的仿真实验。结果表明,模型能够反映飞机的实际动态特性,为开展飞行模拟器的自动飞行系统仿真研究提供了良好的仿真平台。     

运输机起飞性能试飞测试技术

运输机进行局部改装后,其结构和气动外形发生了变化.起飞性能是飞行试验中一项重要考核项目,通过构建基于地面光电测试和机载影像测试的综合测试系统,对飞机起飞过程中一台发动机停车情况下的两种处理方式(即中断起飞和继续起飞)进行试飞测试,精确获取飞机的运动参数.通过对实测参数、运动影像以及机载信号量等信息比对分析,得出试验结果...     

仿鸟扑翼飞行器姿态镇定研究

针对仿鸟扑翼飞行器的欠驱动特性,提出了一种简化其飞行控制问题并实现其局部渐近稳定的控制方法．建立并分析了仿鸟扑翼飞行器的动力学和运动学模型,证明其控制问题等价于升力、推力独立可控情况下的姿态控制问题．进一步分析的结果表明,仿鸟扑翼飞行器的升力、推力都是独立可控的,其姿态控制为耦合输入下刚体的姿态控制问题．通过设计光滑时变反馈控制律实现姿态控制的局部渐近稳定,从而解决扑翼飞行器的飞行控制问题．     

飞行控制软件的实时性测试

飞行控制软件是典型的实时嵌入式软件,必须满足时间约束条件。因此,对飞行控制软件的实时性进行测试很有必要。本文中飞行控制软件采用Host-Target测试模式,进行半实物仿真实验。在选取实时性度量指标的基础上,制定合适的测试用例生成策略,手动生成测试用例,利用插桩方法,对飞控软件进行实时性测试,并进行了仿真实验。实验结果表明该方法可以有效地解决飞控软件的实时性测试问题。