基于FNN的电力无人机避障方案设计

基于目前电力巡检无人机由于避障问题未能广泛普及的背景,提出将多元化传感器,即超声波传感器、激光传感器、GPS传感器组合应用于电力无人机巡检平台,同时通过FNN算法,对多元化传感器采集的无人机自身及周边物体的物理信息进行计算处理,从而指导无人机作出正确判断,即继续飞行、阶段绕行或悬停等待。     

无人机机载传感器现场校准系统的设计

无人机是世界主要军事强国武器研发的重点装备之一,众多的机载传感器是无人机安全飞行、完成训练的重要保证。本文首先分析了机载传感器误差对无人机测控性能的影响,针对无人机机载传感器校准的迫切要求,设计了一种以计算机为核心的现场校准系统,给出了其硬件组成框图、软件工作流程图及现场校准的基本过程与方法。该系统可解决现场环境下机载传感器的自动校准问题,对保障无人机的安全具有重要意义。     

基于FPGA的大气数据采集系统的设计

大气数据的采集是影响无人机飞行控制的主要因素,为了实现对该信号源的采样,根据大气数据的高度和空速的测量原理,选用简易小型空速管作为采样通路,采用芯片级动压和静压传感器作为信号源,设计了基于FPGA的大气数据采集系统,并且在DSP处理器上实现对数据的算法处理。最后通过在某小型无人机上的飞行试验结果表明,该大气数据采集系统能够实现对空速和气压高度的获取。     

基于激光传感器的农业无人机避障路径控制系统设计

农业无人机在工作运行中基本处于障碍物较多的低空环境中,如果没有避障路径控制系统协调,极易发生碰撞、坠毁事件.为此设计一种基于激光传感器的农业无人机避障路径控制系统,由Pixhawk飞控设备与GPS位置监测单元、高度监测单元构成硬件系统,通过陀螺仪与加速度、磁力计方式控制无人机姿态角,再根据串级执行调节方法控制其飞行高度,使用运动方程线性化算法获得障碍物位置,规划农业无人机飞行路径,实现农业无人机避障路径控制.通过从姿态、高度、位置三个方面实验验证表明:该系统具有较强的控制性能,并且控制结果准确率较高.     

某型无人机多传感器数据融合设计要求

无人机在程控飞行状态下要实现安全飞行,其飞控系统必须要具有高精度的飞行参数。传感器是其采集数据的重要途径,但单个传感器往往不能提高数据精度,为程控飞行带来不确定性。本文研究MSDF理论,并推导出符合高度及姿态角精度要求的计算公式,梳理应用该技术的方法和算法,进而对引入融合技术后的通道进行分析。通过MSDF技术,在不改变原结构的基础上,进一步提高飞控系统的可靠性。     

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.     

无人机大气环境检测系统设计

随着工业化进程的发展,大气质量每况愈下,环境污染日益严重。目前常规的大气检测手段主要针对地面的大气环境,难以检测垂直方向污染源,同时也无法应对紧急环境检测,采用无人机大气检测可以解决此类问题。本文主要介绍了一套针对大气环境的无人机检测系统,该系统搭载摄像头与多枚气体传感器,可对大气中SO₂、 NO₃、 PM2.5等多项数据进行检测,记录每组数据的收集时间、经纬度、垂直高度等信息,为环保部门后期决策提供重要数据。     

无人机飞控系统故障仿真及数据生成

为解决由于无人机故障数据缺乏且无故障标签而造成的无人机故障诊断、健康管理等工作开展困难的难题,提出了一种基于飞行控制系统仿真模型的全数字仿真的故障数据生成方法。详细分析了执行机构和传感器的故障模式及对应的数学模型。在明尼苏达大学无人机模型上,进行故障注入与故障仿真,生成故障数据,同时分析了不同故障类型、注入节点和幅值大小对故障数据生成的影响,总结了一套基于仿真模型生成故障数据的方法。所提出的方法利用了数字仿真操作简单,故障注入方式灵活、无人机机理表现充分等优点,可方便模拟无人机实际飞行过程中故障发生时间及故障模式的随机性,对改善目前无人机故障诊断领域缺少有效故障数据的现状具有重要意义。     

基于Pixhawk的无人机室内通道自主避障研究

针对目前的无人机自主避障研究,以及无人机穿越的需求,提出了一套能完成避障穿越的四旋翼无人机避障系统。其中采用了Pixhawk作为无人机的飞行控制器,树莓派3B+上来运行MAVROS和避障算法,以及连接超声波传感器,通过超声波传感器来判断无人机当前位置,通过MAVLINK发布安全航点给无人机,进行避障穿越飞行。     

卡尔曼滤波在MEMS惯性姿态测量中的应用

由于测控成本和有效载荷的限制,一般采用微机电系统(MEMS)惯性传感器来测量小型无人机的飞行姿态。在MC9S12XS128单片机上通过嵌入式软件编程实现了卡尔曼滤波算法,并在JZJ-1型自准直仪转台上对MEMS加速度计和陀螺仪的输出信号进行了数据融合试验,较好地解决了MEMS惯性测量系统的零漂和机械振动干扰问题。     

小型无人机吊舱环控系统的研制

针对小型无人机电源紧张、尺寸小、载重量低、飞行速度低的特点,机载吊舱平台的环控系统设计需要满足飞行包线范围内的制冷需求。结构紧凑、重量轻、低功耗的环控系统成为了无人机飞行器研究的重要课题。文中提出了一种对冲压空气压头进行补偿的新型空液换热子系统并将其应用于小型无人机的环控系统设计,阐述了该系统的设计思想和关键技术。采用6SigmaET软件进行了空液换热仿真,结果表明系统换热量达到1.6 kW。实验验证结果也说明该空液换热子系统增强了环控系统低空低速区域的制冷能力。综上所述,本系统是适用于小型无人机机载吊舱的一种经济、高效的环控系统。     

Multi-stage turbocharger system analysis method for high altitude UAV engine

A multi-stage turbocharger system analysis method has been presented for a hydrogen fueled internal combustion engine targeted for High altitude long endurance UAV (HALE UAV), of which cruising altitude is 60000 ft. To utilize an internal combustion engine as a propulsion system of a HALE UAV, proper inlet pressure boost system such as a series of turbochargers should be ready, which makes engine performance less sensitive to flight altitude. In this study, to boost rarefied intake air pressure up to 1.7 bar to avoid early ignition of hydrogen and to produce required power from engine, we used a boost system which consists of three-staged turbocharger accompanied by intercooler to reduce compressed air temperature. To analyze multi-stage turbocharger performance at the cruising altitude, we established an explicit one-dimensional analysis method by matching required power between compressors and turbines. Then adequate turbochargers were searched for from commercially available models based on performance analysis results. One-dimensional analysis was also applied from sea level to the cruising altitude to decide turbocharger operating lines were located within each turbocharger operating ranges.

     

综合定量反馈理论与特征结构配置的飞行控制系统优化设计

定量反馈理论(QFT)是一种新颖的频率域鲁棒控制技术,在N ichols图上开展分析与设计。针对大包线范围内系统模型变化大的特点,可采用QFT设计横航向控制器。由于QFT主要针对单输入单输出(SISO)系统进行分析,因此首先应采用特征结构配置(EA)理论将无人机的横航向模态进行近似解耦,将多输入多输出(M IMO)系统转化为SISO系统,再采用QFT进行控制系统设计。本文将两种控制方法结合起来,构成综合优化飞行控制方法,针对某型无人机包线范围内选取的18个状态点组成的控制对象模板进行控制设计,并进行非线性仿真。仿真结果表明设计的控制器使得无人机在全包线范围内具有较好的性能和鲁棒稳定性。     

基于DSP飞控系统的设计和实现

在军事上以及民航中,无人机已经发挥着重要的作用.随着无人机越来越广泛的应用,其性能指标和设计方法也在不断地提高.针对某型号的飞机模型,提出以DSPTMS320LF2407为处理核心并设计出飞控计算机.并以此构建了飞控系统,分别详细地对纵向、横侧向通道的控制率和算法进行设计和仿真;并实现了自主飞行,验证了以DSP设计的无人机的控制系统以及实现航路规划和管理的可行性,从而为进一步设计出高性能、高可靠性、满足更为复杂的飞行任务的无人机奠定了理论基础和硬件实现条件.     

无人机飞控系统故障诊断专家系统设计

针对无人机飞控系统的特点和维护要求,介绍了MBIT故障诊断专家系统的设计思路和实现方法,构建了无人机飞控系统故障诊断专家系统的体系结构,深入研究了如何建立故障知识库、制定推理机制、组建综合数据库和故障解释,并结合某型号给出了具体的示例。在工程实际使用过程中,可以利用本系统对无人机飞控系统进行有效维护。     

System identification and stability evaluation of an unmanned aerial vehicle from automated flight tests

This paper presents a consequence of the systematic approach to identify the aerodynamic parameters of an unmanned aerial vehicle (UAV) equipped with the automatic flight control system. A 3-2-1-1 excitation is applied for the longitudinal mode while a multi-step input is applied for lateral/directional excitation. Optimal time step for excitation is sought to provide the broad input bandwidth. A fully automated programmed flight test method provides highquality flight data for system identification using the flight control computer with longitudinal and lateral/directional autopilots, which enable the separation of each motion during the flight test. The accuracy of the longitudinal system identification is improved by an additional use of the closed-loop flight test data. A constrained optimization scheme is applied to estimate the aerodynamic coefficients that best describe the time response of the vehicle. An appropriate weighting function is introduced to balance the flight modes. As a result, concurrent system models are obtained for a wide envelope of both longitudinal and lateral/directional flight maneuvers while maintaining the physical meanings of each parameter.     

基于DSP和CPLD空中机器人的导航/飞控系统硬件设计

针对小型空中机器人导航／飞控系统硬件设计难这一实际情况，设计了一种新的基于DSP和OPLD的空中机器人导航／飞控系统，该系统具有结构紧凑、多串口通信可靠、接口灵活等特点。提出了一种新的基于OPLD的遥控／飞控切换电路的设计方法，并着重说明了双口RAM在该系统中的应用。通过半物理闭环仿真实验证明该系统功能完善、性能可靠。     

A study on the parameter estimation of DURUMI-II for the fixed right elevator using flight test data

The stability and control derivatives of DURUMI-II UAV using the flight test are obtained. The flight test data is gathered from the normal flight condition (normal mode) and the flight condition assumed as the right elevator fixed (fault mode). Using real-time parameter estimation techniques, applied to Fourier transform regression method, simulates the aircraft motion. From the result, the fault of control surface is to be detected. In this paper, the results of the real-time parameter estimation techniques are compared with the results of the Advanced Aircraft Analysis (AAA). Using the aerodynamic derivatives, it provides the base line of normal/failure for the control surface by using the on-line parameter estimation of Fourier transform regression. In flight, this approach maybe helpful to detect and isolate the fault of primary control surface. It is explained how to perform the flight condition assumed as the right elevator fixed in the flight test. Also, it is mentioned how to switch between the normal flight condition and the assumed fault flight condition.     

基于干扰观测器的无人机在轨姿态控制系统设计

针对无人机在轨姿态控制系统误差较大的问题,提出基于干扰观测器的无人机在轨姿态控制系统设计.选择 STK５３F４０６V 作为微处理器的芯片,存储器选用 AY５４GN１７８M 芯片,通过 TIM 时钟输入捕获命令进行脉冲调制信号的采集与存储.系统软件采用干扰观测器来分析无人机姿态控制中的干扰频域,从干扰的种类、精度、动态性能和飞行模式等方面对系统进行正弦波的干扰分析,将扰动与系统的控制参数控制在同一个范围内,实现对飞行状态的修正和扰动频率的正确估计.实验结果表明,基于干扰观测器的无人机姿态控制系统的抗干扰性强,耗时较短,控制性能较好.     

液压式地下卷取机自动台阶回避控制仿真

研制了地下卷取机的控制系统,并制作了仿真模型。系统用压力传感器实现压力闭环,用位置传感器检测位移信号,通过脉冲编码器和计算机编程控制实现了带头自动跟踪和台阶的自动回避控削。仿真模拟了地下卷取机的步进控制过程。仿真结果表明：系统加入微分超前补偿,有利于系统稳定,减少了超调量,提高了系统的响应速度,减少了负载压力的波动;摩擦负载的增加,将使系统的稳态误差增加;合适的负载压力补偿对系统的动态是有利的。