微小型球形飞行器飞行控制系统设计

根据微小型球形飞行器的结构特点和工作原理,设计了一套基于ARM Cortex-M3 STM32F103RBT6微控制器的飞行控制系统,进行了主要模块的功能设计与性能分析,给出了研究结论与选型依据,还设计并完成了姿态传感器两轴转台实验和飞行器室内飞行试验;测试结果表明,该控制系统的姿态传感器姿态测量精度高,能够为飞行控制提供姿态参考信息;飞行器能够圆满实现空中悬停、低空机动等飞行动作,且空中飞行姿态稳定、实时、可靠;该飞行控制系统功能可靠、性能稳定,能够较好地满足微小型球形飞行器的飞行控制要求,具有一定的实用性与扩展性。     

头盔瞄准具精度鉴定试飞图像判读技术研究

头盔瞄准具精度鉴定课题是我国某新型直升机进行鉴定试飞的重要科目之一。飞行实验中采用了基于机载数字影像的头盔瞄准具精度鉴定非接触测量方法,其中对头盔运动影像序列中测量特征点图像坐标进行精确判读是实现该方法的重要环节。基于Kalman滤波的特征点跟踪算法、相关性原理的图像匹配算法、Harris算子和角点定位算子实现特征点图像坐标亚像素判读,得到每帧影像中测量特征点的精确二维图像坐标,为后续的头盔运动姿态测量解算提供精度保证。     

一种直升机旋翼试飞测试系统设计与实现

为获取旋翼载荷试飞数据,给出直升机旋翼动部件的安全使用寿命,并通过直升机设计定型试飞考核其是否能达到设计指标,需要设计一套试飞测试数据采集系统;针对旋转部件与静止部件之间的供电和数据传输问题,提出了利用感应供电与短距遥测传输技术的设计思路,介绍了测试系统方案;通过地面试验和飞行试验验证表明测试系统可靠、有效,解决了直升机旋转部件试飞测试的难题。     

飞行试验综合安全监控技术

在新型飞机飞行试验任务中,遥测监控技术是保证试飞安全,提高试飞效率的重要手段。针对目前地面实时监控技术面临的问题和挑战,提出采用基于故障树的多类型告警技术、试飞任务的嵌入式准实时数据处理技术及应急处置辅助决策技术等先进监控技术,引入试飞安全决策库理念,建立应急处置辅助决策机制,构建飞行试验综合安全监控系统,实现飞机各系统试飞状态监控和综合故障告警、复杂试飞科目的准实时计算评估和应急处置决策支持。实际飞行试验结果表明,应用此技术开发的综合安全监控系统,可以使试飞指挥员和工程师在第一时间及时准确地获取试验机故障告警、试飞科目评估结果和应急处置决策方案,极大地提高了试飞效率和安全性。     

直升机自动过渡悬停控制系统设计

针对近海飞行的直升机高度测量信号中海浪噪声的干扰,利用有理谱法建立了海浪模型,设计了卡尔曼滤波器估计噪声信号,以获取精确的高度信号;根据自动过渡模态的基本要求,开发设计了反潜直升机自动过渡悬停的飞行控制系统;通过引入速度比较器和限幅器,保证当直升机高度接近悬停高度时,地速同步趋近于零,实现了高度和速度两通道之间协调控制,使直升机平滑过渡至悬停状态;对工程应用中可能出现的特殊情况及相应的处理方法进行了分析;仿真结果表明,设计的仿真系统能很好的反应真实情况,控制结构具有良好的抗风干扰能力和鲁棒性,参数摄动10%以及海浪加剧时仍保证直升机按预期轨迹运动,工程应用性强。     

飞机最小离地速度试飞光电测量技术

ARJ21-700飞机的最小离地速度测量是FAA适航取证的关键考察科目,属于高风险科目.首次采用光电测量技术对ARJ21-700飞机的最小离地速度试飞科目进行测量,对采集的数据进行判读、脱靶量修正、数据异常值识别、目标航迹参数解算、数据平滑滤波、目标速度参数解算等,并进行试验结果数据的误差分析.试验结果表明,采用的方法满足该试飞科目要求,并可在同类飞行试验课题中推广使用.     

飞行试验机载测试信息管理软件设计与实现

为了实现飞行试验过程中,基于机载网络化测试系统的测试数据能够得到准确及时处理的目的,通过采用基于ADO引擎的数据库编程技术、XML文件处理方法以及线性、双曲线等多种校准处理方法,进行机载测试信息管理软件设计,并在多个型号试飞数据处理中投入使用,试飞数据处理结果表明,该软件中对网络化测试系统的PCM和网络测试信息导入和管理方法可行,依据该软件形成的机载测试信息文件所处理的数据结果准确,满足飞行试验机载网络化测试数据处理任务的需求。     

直升机机动飞行的数学描述及仿真

直升机机动飞行的研究对于直升机空战战术具有十分重要的作用,为此首先介绍了直升机机动飞行的数学描述及仿真方法,即在直升机三自由度模型下用数学方法对直升机机动飞行轨迹进行描述,得出完成机动动作需要施加在直升机上的控制指令,通过指令转换模型将控制指令转换为操纵直升机的操纵量,然后在直升机飞行动力学模型下对机动飞行进行仿真。然后分别对直升机"加速减速"机动和"障碍滑雪"机动科目进行了数学描述和机动飞行仿真,仿真结果验证了数学描述及仿真方法的可行性。     

新型无人直升机纵横向无姿态反馈自适应控制

针对小型无人直升机固有的多轴多齿轮啮合复杂传动系统存在的非线性振动所引起的姿态测量低可靠性问题,以新型涵道风扇式无人直升机为例,提出了一种纵横向无姿态反馈的自适应控制策略.增稳回路采用模型参考自适应解耦控制,加速度回路采用自适应极点配置,位移回路采用主导极点可配置的PD控制,实现了自动航线飞行.试飞实验表明,在飞行速度变化较为显著时,偏航距较小,达到了满意的控制效果,可为无人直升机姿态传感器故障应对提供参考.     

基于机载实时处理的振动监控系统设计与实现

针对某型直升机需要对振动信号进行安全监控的问题,设计了一种基于机载实时处理的振动监控系统,以机载振动实时处理设备为核心,并通过MATLAB软件仿真选取最优的算法,利用该系统与原有的测试系统共同实施机载端的振动安全监控,解决了振动信号实时监控中带宽不足的技术难题。试验结果表明,该方案设计合理,具有实时性好、可靠性高的优点,振动数据实时处理结果与事后处理结果基本一致。该系统的成功设计保证了直升机的试飞安全,可推广至其他飞机的飞行试验中使用。     

小型无人直升机模型辨识数据处理方法研究

针对小型无人直升机模型频域辨识过程中的姿态角速率测量误差,提出了一种飞行数据处理方法。该方法采用飞行试验扫频测试技术,确保激励信号能够满足不同频段下模型辨识对飞行数据的需求;设计基于有色噪声的卡尔曼滤波器以降低紊流风场对飞行测量数据的影响,同时,对飞行测量数据使用数据预处理的方法以剔除测量噪声、野值、直流成分和低频分量。在小型无人直升机系统各通道中进行验证,验证结果表明,所提出的飞行数据处理方法能够满足小型无人直升机模型辨识对姿态角速率数据精度的要求,为精确建模提供了较高质量的飞行数据。     

Modeling and System Identification of the muFly Micro Helicopter

An accurate mathematical model is indispensable for simulation and control of a micro helicopter. The nonlinear model in this work is based on the rigid body motion where all external forces and moments as well as the dynamics of the different hardware elements are discussed and derived in detail. The important model parameters are estimated, measured or identified in an identification process. While most parameters are identified from test bench measurements, the remaining ones are identified on subsystems using the linear prediction error method on real flight data. The good results allow to use the systems for the attitude and altitude controller design.     

Trajectory linearization based output tracking control of an unmanned tandem helicopter with variance constraints

An output tracking control problem for an unmanned tandem rotor helicopter with variance constraints is investigated in this paper. A modified Trajectory Linearization Control (TLC) is proposed to stabilize a nonlinear continuous-time flight dynamics system of the tandem helicopter. The tracking controller structure of TLC is designed by using two-time-scale nonlinear dynamic inversion. The base control law of the translational and attitude loops is designed in a pseudo-inversion feedforward controller to deal with nonlinear features of the plant and a proportional integral controller to stabilize the linear slowly time-variant error system resulted from the nonlinear flight system. Furthermore, a feasible TLC strategy is designed to meet a performance index set including steady trajectory tracking error variance and desired Parallel D-spectrum (PD-) eigenvalues to achieve good flight quality. The Variance-constrained Trajectory Linearization Control (VCTLC) is designed to realize the desired steady tracking precision and agile capability. Flight simulation results show the VCTLC method is feasible and effective in attitude and altitude tracking.     

无人直升机的姿态增强学习控制设计与验证

针对小型无人直升机的姿态控制问题,考虑到现有基于模型的控制方法对直升机动力学模型的先验信息依赖较大,以及未建模动态系统的影响等问题,设计了一种基于增强学习(RL)的飞行控制算法.仅利用直升机的在线飞行数据,补偿了未建模不确定性的影响.同时为了抑制外界扰动,提高系统的鲁棒性,设计了一种基于误差符号函数积分的鲁棒(RISE)控制算法.将两种算法结合,并利用基于Lyapunov分析的方法,证明了无人机姿态控制误差的半全局渐近收敛.最后在无人直升机飞行控制实验平台上,进行了姿态控制的实时实验验证.实验结果表明,本文提出的控制方法具有良好的控制效果,对系统不确定性和外界风扰具有良好鲁棒性.     

无人直升机悬停至前飞切换控制

模态切换控制是无人直升机实现全天候自主飞行的关键,实现飞行模态闯快速平稳的切换是无人直升机控制器设计的主要目的。针对无人直升机悬停至前飞过切换程时高度不能保持现象和对象无人直升机高度一航向通道之间存在耦合,提出了前飞速度和航向角速率补偿设计高度通道控制律,升降速度和总距风扇联动关系补偿设计航向通道控制律。最后通过大量仿真试验验证了此方法的可行性和有效性。     

一种小型无人机高度测量方法的研究与实现

为了满足某小型无人机飞行控制中对高度信号的采集与处理,提出了用无线电高度来确定基准高度,用气压高度来确定相对高度,用起飞点的实测温度进行补偿的设计思想,综合这3种手段来有效消除外界环境对气压高度测量精度的影响。传感器数据融合方面,利用飞行器运动学推算出的高度状态方程以及传感器观测模型,采用Kalm an滤波技术来估计和修正传感器的测量高度。测试结果表明,此方法得到了较准确的高度测量信息,可以满足无人机飞行控制的需求。     

高速飞行器低空级间分离时统方案研究

飞行器与助推火箭在低空、高速环境下同时执行整流罩抛罩与级间分离时,高动压造成干扰流场建立时间短、气动干扰力大、飞行器姿态角变化迅速,导致飞行器与火箭分离后维持姿态稳定可控的时间窗口仅有数十毫秒,火箭在级间分离时刻需要向飞行器发送高精度时统指令,以保证飞行器在可控的时间窗口内起控;基于异步RS-422通信时统指令与分离连接器短路环时统指令,设计了冗余的高精度级间分离时统方案,并在422时统指令中加入纠错标志以解决通信误码或丢帧引起的时统误差问题,相较常规的行程开关或短路环时统装置具有更高的时统精度、更强的容错能力与可测试性;通过地面试验与飞行试验,验证了时统方案满足时统精度要求。     

无人驾驶飞机机载传感器小型化研究与应用

结合无人驾驶飞机机载使用要求，从工程实践出发，着重对ＣＫ－ＩＭ缩比模拟飞机机载小型压力测试系统进行了可行性方案论证，通过合理选择和设计压力测试部件，实现了机载应用。进而根据微型无人驾驶侦察机使用特点，试制了小型高度传感器，并按航空环境条件作了地面模拟试验，证实传感器具有稳定可靠的性能。上述小型压力测试传感器有着广泛开发前景，不仅适合于小型无人机机载应用，同时可改进大型无人机机载压力测试系统，并将有助于新型机载传感器小型化、数字化的综合应用研究。     

直升机自动过渡悬停系统方案设计

为了实现直升机自动过渡悬停功能,首先运用模糊建模方法建立全包线飞机特性的T-S模型;然后基于增稳控制系统,实现飞机姿态角的稳定;在此基础上引入“多普勒”地速与无线电高度信号,设计高度和速度控制器,使飞机实际输出跟踪指令信号;最后提出了两种合理的高度速度指令设计方案,使得飞机能快速平稳地悬停到预定高度.仿真结果表明,该设计方法有效可行.