环球军闻

美国武装小型无人机 美国海军空战中心武器部刚刚验证了一种用于小型无人机的微型火控系统，称为第二代武器管理组件（WMS GEN2）。2009年其原型WMS火控系统安装在“民团团员”旋翼无人机上，并成功发射了一枚“长钉”导弹。     

微型四旋翼无人机模糊PID 控制

为解决微型四旋翼无人机控制系统存在的鲁棒性差和控制精度低的问题,提出一种模糊PID控制方法。建立微型四旋翼无人机系统动力学数学模型和电机模型,在系统模型的基础上设计模糊PID控制器。通过Matlab/Simulink仿真和飞行试验对所设计的模糊PID控制器的有效性进行验证。仿真实验表明,该算法能提高系统的抗干扰性能和控制精度。飞行试验结果表明,模糊PID控制器可以有效地控制微型四旋翼无人机。     

微小型多旋翼飞行器的非线性建模研究

针对目前微小型多旋翼飞行器的控制缺点,对微小型多旋翼飞行器进行系统的非线性建模研究。采用叶素理论对螺旋桨桨叶进行建模,对其前行中的周期挥舞问题进行分析,进而修正旋翼的负载特性;研究刚性机身、桨毂、叶片、电机转轴等的动力学特性,建立了更为完善的微小型多旋翼飞行器非线性动力学模型。选取四旋翼飞行器作为仿真对象,在Matlab/Simulink环境下,搭建开环仿真框图进行仿真验证。仿真结果验证了该模型的准确性。     

一种微小型无人飞行器的气动优化设计

针对现有微小型无人飞行器气动设计问题,提出了一种能有效改善微小型无人飞行器机动性能的气动优化设计方案,完成了气动外形的三维建模,得到了亚声速条件下的气动特性,得出了平原条件下最大可用过载为3.2 g,高原(4 500 m)条件下最大可用过载为1.7 g。结果表明,所提出的微小型无人飞行器具有良好的机动性能,实现了气动优化设计的目的。     

全球快讯

<正>美国海军为小型舰船研发弹性旋翼无人机针对小型舰船无法搭载大型无人机的问题,美国海军目前正在研发一种长航时无人监视飞机,这种无人机可像直升机一样进行起降,见下图。这种被称为"弹性旋翼"(Flexrotor)的无人机由美国Aerovel公司设计制造,该公司表示,目前该     

Draganfly四旋翼微型飞行器

早在1907年,法国人布勒盖特·瑞切(Br e guet Richet)所发明的世界第一架有人架势四旋翼飞行器Gyropl aneNo.Ⅰ就已能升上天空。但由于构造复杂、飞行员不易操纵等原因,四旋翼飞行器的发展并非一帆风顺。近年来,随着新材料、微机电、微小型飞行控制等技术的进步,微小型多旋翼无人飞行器逐渐成为迅速发展的重点。与常规旋翼飞行器如传统布局的直升机等相比,多旋翼飞行器结构更为紧凑,动力利用效率高,并且四只旋翼扭力矩可相互抵消,无需专门的反扭矩旋翼。多旋翼飞行器实现微小型化后,特别适合在近地面环境(室内、街巷和丛林)中执行监视、侦察等任务,具有广阔的军用和民用前景。目前,Air To Air公司已开发成功多款1kg级微小型多旋翼Draganfly系列飞行器,在可靠性、适应性和我用途方面已较为成熟。本文以该系列飞行器中的四旋翼飞行器为例,揭示该类微型无人飞行器的奥秘——     

小型无人机飞行控制系统设计及验证

为提高小型无人机的自主飞行能力,对全流程自主飞行控制系统的设计进行研究。以某小型固定翼无人机作为研究平台,设计控制系统及制导系统,在航迹跟踪控制模态中引入侧向偏离速度量,并进行试飞场景设计及试飞验证。结果表明：该系统能提高航迹跟踪的快速性和精度,其控制律及制导率是正确、实用的,在提升无人机自主控制等级的同时能为自主编队控制等相关技术做好前期准备工作。     

基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器

为提高四旋翼无人机的路径跟随精度和飞行鲁棒性,提出一种基于参数估计的四旋翼无人机自适应鲁棒路径跟随控制器。该控制器能够自适应估计无人机模型中的陀螺效应因子和风阻系数,利用估计值补偿系统的控制输入,设计抗干扰项抵消外界环境的负面影响,提高了四旋翼无人机的路径跟随性能和抗干扰能力。建立四旋翼无人机的非线性力学模型,将无人机的路径跟随目标划分为姿态角目标和运动位置目标。利用反步滑模方法和自适应控制方法设计无人机的控制输入方程和估计值更新律。根据Lyapunov方法验证无人机姿态系统和运动位置系统的渐进稳定性。仿真实验和样机实验结果验证了所提控制器的有效性与优越性。     

一种倾转四旋翼无人机及其过渡段姿态控制

为解决常规四旋翼无人机前飞速度慢、续航时间短、固定翼飞行器无法垂直起降和悬停的不足,设计一种小型倾转四旋翼QTR(quad tilt-rotor)无人机.建立QTR无人机的动力学模型,针对该无人机的过渡段姿态控制特点设计基于鲁棒伺服 LQR 控制理论的姿态控制器,针对 QTR 由垂直模式切换水平模式的过渡阶段设计控制策略,并通过仿真实验,对比传统控制方法进行验证.仿真结果表明:该无人机既兼顾传统四旋翼无人机的飞行功能,又能像固定翼飞行器一样进行长距离快速飞行.     

俄罗斯陆军对3款无人机进行试验

俄罗斯陆军2012年2月中旬在莫斯科地区的Alabino军事基地对3款微型无人机进行了验证,包括斯特克扎(Strekoza)、Eleron-3SV和奥兰(Orlan)。斯特克扎无人机由ZALA航空公司研制,是一种垂直起降型无人机,质量2.3 kg,是此次试验中最小型的无人机。该无人机采用飞翼式设计,翼展     

无人机飞行控制系统非线性设计技术研究

基于现代控制理论的非线性设计是现代无人机飞行控制系统的重要设计方法。在分析总结国内外文献资料的基础上,论述了当前无人机飞行控制系统设计领域中几种重要的非线性设计技术,包括非线性反馈线性化方法、滑模变结构控制方法、多模型自适应控制方法和基于控制Lya- punov函数的Backstepping方法。     

基于气动参数辨识的飞控系统传感器故障估计

气动参数的不确定性使得飞行器表现出明显的模型时变特点,此类系统的故障诊断问题是一个难点。以无人机纵向运动为研究对象,提出一种基于气动参数辨识和迭代学习的传感器故障估计方案。将增广容积卡尔曼滤波（ACKF）算法用于气动参数估计,实现飞机模型的在线辨识。故障一旦发生,将辨识得到的气动参数用于局部包络建模,并利用迭代学习算法构造传感器故障估计器。此外,为提高故障的迭代收敛速度,提出一种基于扩张状态观测器(ESO)思想的迭代学习算法。故障仿真实验表明了所提方法的可行性和有效性。     

微型飞行器的飞行试验

微型飞行器(MAV)是无人飞行器发展的一个新方向,其飞行控制问题是MAV研究中的关键技术问题。微型飞行器特殊的气动特性使得对其进行精确建模,并根据模型设计飞行控制律存在较大的困难,而通过飞行试验,在实践中总结微型飞行器的特性,设计、改进和完善飞行控制律是最为直接和有效的方法。针对某型固定翼MAV,本文对在飞行试验中设计和改进飞行控制系统的研制过程作出了经验性总结,指出了飞行试验中应注意的问题,给出了某型微型飞行器的飞行试验结果。     

一种高升力高超声速飞行器气动布局设计概念构想

为提高飞行器性能和设计效率,降低设计盲目性和性能冗余度,对高升力、面对称高超声速飞行器气动布局、稳定性和与之相关的飞行控制三者之间的关系进行了论述,最后提出了一种引入稳定性和飞行控制因素的再入飞行器气动布局一体化设计概念,以满足高性能高超声速飞行器气动布局设计需求.     

无人机倾斜转弯非线性飞行控制系统设计

研究无人机(UAV)的倾斜转弯(BTT)飞行控制系统的设计方法,解决UAV高机动倾斜转弯飞行时运动强烈耦合、气动特性强非线性和参数非定常性等特性带来的飞行控制系统设计难题。采用线性二次型最优调节规律对UAV非线性运动零动态系统进行增稳调节;运用非线性控制系统中精确反馈线性化方法对UAV非线性系统进行线性化处理;运用滑模变结构控制方法设计了UAV的BTT控制规律,得到由增稳最优调节规律和滑模变结构控制规律构成的UAV的BTT非线性鲁棒飞行控制系统。基于无人机六自由度非线性动力学模型,进行BTT非线性飞行控制系统数字仿真,仿真结果表明：该控制系统即使在扰动条件下也能达到满意的控制品质,控制糸统的鲁棒性和控制精度能满足UAV高机动倾斜转弯飞行时的控制要求。     

小型无人机发动机控制系统 CAN 总线通信技术

为了提高小型无人机发动机控制系统通信的实时性和可靠性,设计一种基于CAN总线通信的小型无人机机载设备通信系统.该系统采用响应式和分时式2种发送机制,设计一种基于PIC单片机的多ID CAN总线通信程序和同步时序,详细设计了发动机控制系统CAN总线通信的实现方法,并在发动机热试车和飞行试验中进行验证.试验结果表明:该系统设计合理,提高了发动机控制系统的通信速率,增强了抗干扰能力,满足发动机控制系统与机载各设备之间实时可靠通信的要求,可广泛应用在小型无人机通信系统中.     

基于FlexRay 总线的无人机飞行控制计算机

为解决CAN总线通信带宽受限问题,设计基于FlexRay总线无人机飞行控制计算机。通过研究飞行控制计算机的网络结构和内部通信机制,完成样例计算机硬件平台、内部通信方案设计,实现内部通信软件的开发,并以实例进行通信测试与结果分析。结果表明：FlexRay总线相对CAN总线在实时性、通信速率和效率上具有优越性,能满足样例飞行控制计算机内部信息交互的实时性和数据量的要求。     

微型扑翼飞行器气动力估算方法研究

微型扑翼飞行器是国际上的一个新的研究热点,但目前基于低雷诺数的非定常扑翼气动特性尚无精确的计算方法。本文在分析鸟类和昆虫飞行机理的基础上提出了一种新的计算扑翼飞行气动力的方法,这种方法原理简单,计算量不大,易于工程实现,为扑翼飞行器的设计、制作、应用提供了一定的理论依据。     

跨大气层飞行器气动伺服弹性稳定性分析方法研究

跨大气层飞行器通常采用翼身组合体外形,机体结构柔性大,飞行控制系统通道之间交联耦合且通频带宽、再入扰动因素复杂、气动加热严重,上述因素可能导致气动伺服弹性或热气动伺服弹性问题。考虑外界干扰不确定性、飞行器模型摄动和控制通道耦合等因素,跨大气层飞行器需进行多通道交联耦合气动伺服弹性鲁棒稳定性分析。通过弹性飞行器动力学建模、非定常气动力拟合、伺服系统和飞行控制系统建模,建立了气动伺服弹性系统的闭环模型。在此基础上对Nyquist方法、最小奇异值法以及结构奇异值μ方法等气动伺服弹性稳定性分析方法进行了分析与讨论,得出相关结论。     

基于无人机平台的陆基光学助降装置动态标校系统

为满足舰载机陆基着舰光学助降装置动态飞行校验的需求,采用载波相位差分GNSS 测量技术,构建基 于无人机平台的动态校飞测试平台。首先分析菲涅尔透镜光学助降装置的标校需求,明确动态校飞系统技术指标要 求。在此基础上构建包括无人机平台、高清摄像与记录模块、机载差分GNSS 模块、姿态测量模块和地面显控终端 的动态标校系统。最后介绍无人机动态标校流程,采用偏心观测法得到菲涅尔灯几何中心的坐标,结合IMU 模块输 出的姿态信息,得到航测相机成像几何中心的位置信息。应用结果表明,该系统可为菲涅尔透镜光学助降系统的动 态校飞提供参考。