直升机大气数据计算机综合测试系统的设计

针对直升机修理工厂各型直升机所配装的大气数据计算机型号、接口差异大，测试效率低，兼容性差等问题，综合分析各型直升机大气数据计算机产品接口、测试项目以及所需测试资源，基于自动测试理论与故障诊断技术，研制一套直升机大气数据计算机综合测试系统，实现了各型大气数据计算机的绝对气压高度、总真空速等大气参数的性能自动测试与故障诊断，测试结果表明其有效性。所研制的测试系统多机型兼容性好、可靠性高、测试准确且操作方便，对后续其他机型的大气数据计算机的测试分析与维修保障有重要的参考价值与借鉴意义。     

基于气介式声传感器智能雷探测系统研究

创造性地提出造价低、探测算法简单可靠的声/超声复合探测模式,研究了能用于该探测系统的气介式超声传感器,对传感器的尺寸和频率进行了设计。依据探测系统的声场指向性特点,结合地雷的战斗部有效毁伤范围,以低空飞行的武装直升机为例,对该探测系统的探测和攻击概率进行研究。数值分析结果表明:该探测模式对于40m高度附近,200 km/h以下超低空飞行目标的预警探测是行之有效的,可以很好地对该类武装直升机构成直接威胁。     

一种直升机旋翼振动测试方法

为能够有效测量直升机旋翼的振动特性，提出了一种基于三轴MEMS加速度传感器及无线传输技术的直升机旋翼振动测试方法并研制了相应的测试装置。测试系统主要包括三轴MEMS加速度传感器、A/D转换模块、无线传输模块以及PC上位机。无线传输模块将采集的加速度信号发送到振动测试接收电路，再通过串口通信发送到计算机上，计算机软件对加速度信号积分得到位移信号，并通过傅里叶变换得到旋翼振动的幅频特性曲线。在直升机模型上完成了振动测试实验，实验结果表明该方法能有效地对旋翼振动信号进行测试。     

无人汽油直升机偏航角测量的设计与实现

为了提高无人直升机的控制性能,实现无人直升机的长距离稳定飞行,针对所采用的汽油动力无人直升机对航向角测量传感器的影响干扰,结合RS232和TWI通信方式,设计和实现基于HMC5883L三轴数字罗盘的偏航角的稳定测量;实验验证和实际飞行表明,此次设计所测量的偏航角数据准确,响应速度快,且不受汽油机电磁干扰的影响,具有很好的稳定性。     

基于MEMS传感器惯性测量单元设计与实现

随着微电子机械系统(MEMS)技术的发展,出现了大量高性价比MEMS传感器,被广泛应用于多个领域。然而惯性测量单元通常包括多个传感器,如三轴MEMS加速度、角速度和磁力传感器,这样要求有多个数据通道输出,给原型系统设计和开发带来不便。基于此,文中设计了一种惯性传感板,集成MEMS三轴加速度传感器、三轴角速度传感器和三轴磁力传感器,通过单个UART串口可以读取9通道数据。经过试验验证,该惯性传感单元能够满足一般原型系统的快速设计和开发。     

基于MEMS传感器惯性测量单元设计与实现

随着微电子机械系统(MEMS)技术的发展,出现了大量高性价比MEMS传感器,被广泛应用于多个领域。然而惯性测量单元通常包括多个传感器,如三轴MEMS加速度、角速度和磁力传感器,这样要求有多个数据通道输出,给原型系统设计和开发带来不便。基于此,本文设计了一种惯性传感板,集成MEMS三轴加速度传感器、三轴角速度传感器和三轴磁力传感器,通过单个UART串口可以读取9通道数据。经过试验验证,该惯性传感单元能够满足一般原型系统的快速设计和开发。     

一种小型无人直升机捷联式组合导航系统设计

在基于小型无人直升机空中作业中,不仅需要导航系统提供的精确数据进行飞行控制,还需安装其它设备完成作业.为了减少小型无人直升机的负重,增加飞行时间,机载的导航系统需要高精度、低功耗、微型化的设计,采用微电子机械系统传感器的捷联式惯性导航系统满足了这些要求.然而惯性传感器的漂移会使捷联系统的数学解算产生误差累计,因而需要对惯性导航系统数据进行实时修正.本文设计了一种GPS修正的组合导航系统算法,应用卡尔曼滤波技术,对组合系统的多传感器进行数据融合,既保持了捷联惯导系统的自主性,又消除了累积误差,提高了组合系统的可靠性.上述系统通过在小型无人直升机飞行控制系统中的使用,验证了系统算法的有效性.     

模型直升机自动飞行控制系统

模型直升机自动飞行控制系统是一个以计算机技术为基础的复杂系统,它采集各传感器的数据,得到直升机当前的姿态、位置以及相应的监控信息并传给控制模块,控制模块按照给定的策略运算,计算的结果作为输出推动伺服器动作,调整直升机的姿态或运动趋势,从而达到自动飞行的效果。本文以Raptor60模型直升机为研究对象,详细描述了模型直升机自动飞行控制系统的软硬件以及控制器设计,其中包括控制系统的结构、模型直升机、传感器和伺服器组、导航控制和控制器设计。     

基于信息融合技术的多传感器大气波导探测研究

结合我国大气波导探测技术发展的实际情况,引入了信息融合技术,介绍并分析了采取多传感器大气波导探测的可行性和必要性,提出了信息融合中的关键技术。结合GNSS探测大气波导和气象水文模型计算大气波导2种方法的特点,初步建立了多传感器大气波导探测系统的信息融合体系结构。     

飞行器大气数据传感器布局分析设计

在对大气数据系统的功能和大气数据传感器的基本工作原理进行介绍的后,详细的分析了大气数据传感器安装要求.经过理论分析,提出了一种利用计算机仿真CFD软件定位大气数据系统传感器位置的设计方法.并以某型号飞行器为例,从静压的要求入手,详细的阐述了数据的建模,确定飞行器构型,选点,数据对比分析,确定最终位置和角度.本方法对于飞行器设计初期,特别是风洞试验和试飞前大气数据探头的位置确定具有实际意义.     

Hovering control of model helicopter by vision

In this paper, we introduce an autonomous flying model helicopter with a vision control system. A feature of the helicopter is that autonomous hovering is realized by a vision control system. Owing to this vision control system, the model helicopter is able to take off, land, and hover without any human assistance. The vision control sstem is composed of a CCD camera mounted on the helicopter and an image processor on the ground. We first introduce the configuration of the helicopter system, which has a vision sensor, a clinometer, and an azimuth sensor. To determine the 3-D position and posture of helicopter, a technique of image recognition using a monocular image is used. Finally, we give an experiment result which we obtained in a hovering test with the vision control system. This result shows the effectiveness of the vision control system in the model helicopter.     

基于姿态随动技术的直升机低高度测量

在飞行试验中悬停性能是直升机性能的重要试飞科目。该科目科研试飞鉴定要求有大量的样本数据(海拔、温度、重量、构形的组合)以获取比较准确的试验结论。其中,离地高度是悬停科目试飞与小速度科目试飞中的关键参数。直升机的低高度信息通常由气压式高度传感器、无线电高度表获取。由于受到地面效应、姿态、风速风向等诸多因素的干扰,从而无法保证高精度和可靠性。激光测距逐渐成为一种先进的测量手段应用于直升机低高度测量中。但是在具体实施过程中由于直升机机动飞行姿态变化导致激光高度测量的误差增大与失效。通过机载姿态跟随技术研究不仅克服了直升机机动状态下姿态变化引起的低高度测量误差与失效,而且可由机载综合采集系统将低高度数据融合,实时发送给地面站遥测接收与存储,可以极大扩充数据样本,从而获取比较准确的试验结论。     

Embedded UAV model and LASER aiding techniques for inertial navigation systems

This work proposes the integration of two aiding information sources to enhance the performance of inertial navigation systems (INS), for precise maneuvering of uninhabited air vehicles (UAVs). A new methodology is derived to exploit vehicle dynamics (VD) information by embeding the VD equations directly in an extended Kalman filter architecture. In this technique, the INS estimates are propagated simultaneously using the VD and the INS differential equations, allowing for the estimation of the INS errors. The proposed technique reduces the computational load associated with classical VD aiding, while retaining the same accuracy enhancements. A LASER range finder sensor is also integrated for precise landing and takeoff maneuvers. Simulation results for the nonlinear dynamics of a Vario X-Treme model-scale helicopter are presented, illustrating the contributions of the proposed aiding techniques for precise UAV navigation.     

嵌入式大气数据系统Kriging算法模型

基于Kriging算法提出了一种嵌入式大气数据系统的计算模型.该模型以测压点压强为输入,攻角、偏航角和Ma等大气参数为输出.采用Kriging插值方法,建立了输入与输出间的映射关系,从而避免了迭代类方法反复迭代的过程,实现了高实时性.分别比较了取三、四和五个测压点时,以及取不同位置处测压点时,计算大气数据的精度.通过与神经网络模型比较,Kriging模型的精度明显优于神经网络模型.     

传感器网络中基于时钟偏移的伪造节点攻击检测技术

研究一种基于时钟偏移的传感器网络中伪造节点攻击被动式检测技术。以节点之间的时钟同步数据作为输入,构建相对发送/接收时间差序列,提取数据发送源的相对时钟偏移。在此基础上,提出了DSNA（detect spoofed node attack）算法,通过检测相对发送/接收时间差序列异常识别伪造节点攻击,进一步在确定了攻击模式的基础上,对不同节点所发送的同步数据进行分类并提取时钟偏移作为指纹识别出伪造节点。在真实传感器网络环境下对检测技术进行了验证,结果表明该方法可以在被动方式下,快速准确地实现对伪造节点攻击的检     

智能探头式大气数据传感器的应用研究

智能探头式大气数据传感器通过测量飞行器表面及附近区域的总压和静压,经大气数据计算机的解算后,得到迎角、速度和高度等参数.对飞行器表面及其周围流场的正确预测和细致分析,是确定智能探头安装位置以及校准算法的关键基础.以某型民用运输飞机为背景,采用计算流体力学技术分析飞机流场,对智能探头式大气数据传感器的安装位置选择以及位置误差修正进行了实例研究.地面试验的结果表明所采用的方法可靠、智能探头的安装位置合理、修正算法准确度高.     

Fault tolerant control based on neural network interval type-2 fuzzy sliding mode controller for octorotor UAV

In this paper, a robust controller for a six degrees of freedom (6 DOF) octorotor helicopter control is proposed in presence of actuator and sensor faults. Neural networks (NN), interval type-2 fuzzy logic control (IT2FLC) approach and sliding mode control (SMC) technique are used to design a controller, named fault tolerant neural network interval type-2 fuzzy sliding mode controller (FTNNIT2FSMC), for each subsystem of the octorotor helicopter. The proposed control scheme allows avoiding difficult modeling, attenuating the chattering effect of the SMC, reducing the number of rules for the fuzzy controller, and guaranteeing the stability and the robustness of the system. The simulation results show that the FTNNIT2FSMC can greatly alleviate the chattering effect, tracking well in presence of actuator and sensor faults.     

嵌入式大气数据系统人工智能算法及故障诊断

嵌入式大气数据传感(FADS)系统由于其诸多优势成为现在战斗机设计中的关键技术之一。开发了基于BP(反向传播)人工神经网络的FADS算法和基于随机森林算法的故障识别与处理算法。该嵌入式大气数据系统算法以迎角和马赫数为分段依据,分别计算大气数据。故障识别则采用随机森林算法自动识别出故障测压点,在将故障测压点剔除后,采用不含故障点压强的组合预测各大气数据。采用飞行数据测试开发FADS系统算法,结果表明：该算法计算大气参数较为准确,迎角误差小于0.2°,侧滑角误差小于0.3°,马赫数误差小于0.0105,静压误差小于300 Pa。采用单个测压点故障的压强组合测试了故障识别与容错算法的性能,测试结果显示该算法能够准确识别出故障测压点压强,采用的飞行曲线测试中准确度达到100%,且各大气数据计算精度可达上述无故障压强时的精度,有效降低了故障压强对FADS系统算法计算精度的影响。     

直升机对地攻击兵力部署优化方法研究

直升机编队内各机种配置方案的不同会对其作战能力产生影响。编队兵力优化是多编队对地攻击问题的关键,在综合考虑剩余威胁与我之损失两类指标的基础上,建立多目标的优化仿真模型。同时,采用多目标离散离子群算法求解模型,该算法具有稳定的全局搜索能力并保证收敛到Pareto前沿。该算法可求得满足作战需求的不同直升机编队方案最优集以供指挥员决策参考。仿真算例验证了模型及所提出的多目标优化求解算法的有效性。     

融合气象观测数据的高精度大气数据估计算法研究

针对嵌入式大气数据观测系统（FADS）与惯性导航系统（INS）在计算飞行器大气数据时易受风速变化造成参数估计不准确的问题,文章提出一种融合FADS/INS/气象观测数据的大气数据解算方法。FADS依靠飞行器外表面的气压分布直接计算大气数据,INS提供姿态角与加速度,气象观测数据包括气压-高度的对应关系与风速矢量。融合过程结合FADS压力模型、飞行器运动模型和大气观测数据构建状态方程与观测方程,并采用滤波预处理、扩展卡尔曼滤波估计出精确的空速矢量和高度,结合INS数据进一步转换得到大气数据。仿真结果表明,文章提出的方法与现有未融合气象观测数据的算法相比,在攻角和侧滑角估计方面,估计误差降低30%,在马赫数估计方面误差降低了89%,在气压高度方面误差降低93%,估计精度得到有效提高。