小型无人机GPS／航程推算组合导航系统研究

探讨了在无人机上发展ＧＰＳ／航程推算自式组合导航系统的必要性和可行性；对利用ＧＰＳ定位信息进行导航时所需的坐标转换问题作了分析研究；并对研制的ＧＰＳ／航程推逄组合导航系统的设计思想，总体方案，工作原软硬件结构作了介绍，给出了在小型无人机上进行导航试验的结果。     

无人机组合导航系统信息融合方法研究

针对小型无人机通常采用的无线电导航,综合考虑无人机具体情况以及其它导航方式的特点,提出了一种将无线电导航系统(RP)、全球导航星系统(GN SS)、多普勒导航系统(DN S)、地形辅助导航系统(TAN)和景象匹配导航系统(SMN)组合起来,取长补短,构成基于联邦卡尔曼滤波器的DR/RP/GN SS/DN S/TAN/SMN组合导航系统。仿真结果表明,该方法完全可以满足导航精度的要求。     

农业飞防用GPS导航显示系统软件的研究

该文介绍了一种飞防用全球定位系统（ＧＰＳ）导航系统专用开发软件。该软件支持机载ＧＰＳ导航控制器的数据等管理，并具有模拟显示和人员培训等功能。全部程序在Ｗｉｎｄｏｗｓ下开发，具有结构化和面向对象的设计网络.     

农业飞防用GPS导航显示系统软件的研究

该文介绍了一种飞防用全球定位系统（ＧＰＳ）导航系统专用开发软件．该软件支持机载ＧＰＳ导航控制器的数据等管理，并具有模拟显示和人员培训等功能．全部程序在Ｗｉｎ－ｄｏｗｓ下开发，具有结构化和面向对象的设计网络     

“龙眼”无人机

“龙眼”无人机是一种以电池为动力的监视无人机．翼展1．143米、重2.3千克，可手动发射。操作者通过无线电进行联络，该无人机能飞至距离操作者几英里的区域进行飞行监视。“龙眼”无人机可由陆战队员发射起飞，在空中按预编程路线飞行．在航路点使用GPS进行导航．到达目标区后．使用机载传感器搜集图像信号．并将其传至地面控制站。     

高空长航时无人机导航系统研究

以高空长航时无人机为研究背景,从我国国情出发,对捷联惯性导航系统(SlNS)、全球定位系统(GPS)、"北斗"卫星导航系统(BDSNS)和大气数据系统(ADS)在高空长航时无人机导航系统中应用的可行性进行了分析,在此基础上提出基于自适应联邦滤波的SINS/GPS/BDSNS/ADS组合导航系统方案,建立了组合导航系统的状态方程和量测方程,给出了自适应联邦滤波算法,并设计开发了组合导航仿真系统.通过对GPS被关闭或限制使用等典型情况的计算机仿真,表明该系统具有较高的导航精度和良好的可靠性.     

超级猎鹰无人机

北京衡利华科技发展有限公司和中国空气动力研究与发展中心联合开发研制的超级猎鹰无人机，采用人工遥控和自动驾驶两种控制状态，在可控制距离内，两种飞行控制状态可任意切换，在自动驾驶状态飞行时，采用GPS导弹，按预定航线飞行，再根据GPS人材数据自动返航至起航点。     

光电

插入式光电吊舱由中国航空工业第一集团公司西安飞行自动控制研究所代理分销的以色列飞机工业有限公司电子集团分部生产的POP２００插入式光电吊舱，是一种昼夜观测系统，装有高性能红外热像仪和彩色TV。由陀螺稳定的双传感器单LRU（可更换部件）吊舱，具有模块化、结构紧凑、重量轻、性能价格比高等特点。该系统安装在无人平台（遥控装置）上，操作者可用无线通信方式进行遥控；安装在有人平台（直升机、飞行器、车辆）上，操作者用手柄和监视器即可操作。该系统可用于军事、准军事和民用等领域的空中、地面、海上目标昼夜观测及人员移…     

美国新型“全球鹰”无人机将首航

美国国家航空航天局的新型“全球鹰”无人机将跨越太平洋,进行它的首次航行。 据报道．新型“全球鹰”无人机的设计飞行高度约达2万米．持续飞行时间超过30小时。该无人机可实现远程遥控．并能进行远距离和超高空飞行、深入飓风和一些危险的风暴中心．为人类提供大量实时的气候数据信息。“全球鹰”无人机的应用被认为开启了美国国家航空航天局地球科学研究的新篇章。     

基于风场估测的无人机伞降定点回收研究

针对小型无人机伞降回收特点，设计了用于该系统的定点回收系统。该系统充分考虑工程约束，建立了基于风场扰动的回收模型，确定了相应的控制策略与控制结构，同时建立了相应的回收飞行段导航控制任务规划，对回收航线调整点位置选定、飞行速度控制以及控制指令发送等进行了约束。理论分析及飞行试验结果表明，该系统能够满足定点回收的精度要求。     

一种多地球物理特征匹配自主导航方法

针对地球物理场具有多个特征和匹配可操作性较强的特点,文中提出了一种多地球物理特征匹配的自主导航方法,研究了导航方法的实现方式和对应的匹配算法。导航方法通过同步测量航迹上的地磁场的多个特征和重力梯度,采用固定点数的滑动窗口构造测量序列后与基准图匹配,最后对匹配结果做融合,得到实时位置信息。匹配算法设计了基于"初始位置+初速度+加速度"实值编码的遗传算法作为搜索策略,采用平均平方差准则(MSD)作为每个特征的匹配相似性度量,并使用加权最大值原则融合所有特征的相似性度量。最后由仿真算例验证了方法的可行性,表明了导航方法具有良好的匹配精度,可用于低空、低速运动载体的导航。     

基于飞机总能量控制系统(TECS)的飞行航迹/速度解耦控制方法研究

对飞机航速／速度解耦控制系统进行了分析与研究。将偏差控制与基于飞机总能量控制的解耦理论结合在一起，实现了对飞行速度和飞行高度的无稳差控制。对某型飞机在低动压情况下6组典型飞行状态进行解耦控制律设计和仿真，结果显示该方法在所有6组状态下均达到飞机解耦控制标准。由于所选6组飞行状态包含飞机参数不确定信息(有油、无油状态)和干扰不确定信息(地面效应)，从而使得所设计控制律对飞机解耦控制具有一定的鲁棒稳定性。     

特种机载辅助领航系统的设计与实现

为了提高某型飞机的领航效能，设计与实现了一种基于GPS和GIS的特种机载辅助领航系统、该系统由GPS子系统、计算与显示子系统和智能控制子系统组成，实现了3种飞行状态下的13大领航功能．测试表明，该系统可以满足飞机领航的需要，能够提高飞机领航的效能．     

舰载飞机纵向自动着舰控制系统研究

对飞机纵向自动着舰控制系统进行了分析与研究。作者将升降速率（Ｈ－Ｄｏｔ）控制系统与进场推力补偿系统结合在一起，以便对飞行姿态和发动机的推力进行综合控制。文中讨论了该综合控制系统的控制规律、导引控制规律的设计方法以及舰体运动补偿网络及参数的选择方法。在考虑自由大气干扰、舰尾流和甲板运动的条件下，以国产某型号飞机为例，对其纵向自动着舰控制系统进行了分析、设计与仿真，并提供了部分仿真结果。     

低成本MIMU/GPS组合导航系统设计与实验

高精度惯性传感器的昂贵价格在一定程度上限制了惯性导航系统(INS)的进一步推广应用,然而低成本微型惯性测量单元(MIMU)的出现,为INS的推广应用了带来了新的契机。文中提出了一种适合于工程应用的低成本MIMU/GPS组合导航系统的结构与方案,并给出了组合导航系统位置速度交替组合模式的数学模型。考虑到未知工作环境中各类噪声统计参数的未确定性易使经典的卡尔曼滤波器发散,因此文中采用了闭环自适应卡尔曼滤波器对子系统的数据进行融合处理;设计了低成本的组合导航系统原理样机,并进行了跑车实验。跑车实验及事后数据处理分析结果表明:该系统具有较高的长时间导航精度以及良好的可靠性和鲁棒性。     

平流层演示飞艇自主飞行试验

首先对平流层演示飞艇的自主飞行控制系统和遥测遥控系统进行了介绍;然后根据该飞艇的特点,在仿真计算的基础上,进行了自主定点控制器的设计;最后通过飞行试验进行了演示验证。试验结果表明了所设计的艇载自主控制系统和地面遥控遥测系统的可靠性,以及所提出的自主定点控制算法的有效性,此外获得了许多重要和有益的结论。     

基于智能Agent的小型无人机自主飞行任务管理器的设计

自主飞行是先进无人机的重要特征。基于智能A gent技术,采用分层的混合型A gent结构,进行了小型无人机自主飞行任务管理器的设计与实现。该设计方案在吸收各领域专家及操纵手的专门知识和丰富经验的基础上,建立了一套基于认知型A gent结构的顶层自主任务管理推理机制和策略,以及基于反应型A gent结构的任务规划执行底层的规则集。对基于该任务管理器的全自主飞行、半自主飞行模式进行了几十架次的飞行试验验证。试验结果充分表明了其推理机制和策略的有效性以及对应急事件响应的快速性。     

Design on a Multi-Sensor Integrated Attitude Determination System for Small UAVs

This paper discusses the design and implementation of a low cost multi-sensor integrated attitude determination system for small unmanned aerial vehicles（ UAVs）,which uses strapdown inertial navigation system（ SINS） based on micro electromechanical system（ MEMS） inertial sensors,commercial GPS receiver,and 3-axis magnetometer.MEMS-SINS initial attitude determination cannot be well performed for the reason that the MEMS inertial sensors biases are time-varying and poor repeatability,therefore in this paper the magnetometer and inclinometer are used to assist the MEMS-SINS initial attitude determination and MEMS inertial sensors field calibration.Furthermore,the attitude determination algorithms are presented to estimate the full attitude during GPS signal outage and non-accelerating situation.Additionally,the attitude information estimation results are compared with the reference of the non-magnetic marble platform and 3-axis turntable.Then the attitude estimation precision satisfies the requirement of attitude measurement for small UAVs during GPS signal outage and availability.Finally,the small UAV autonomous flight test results show that the low cost and real-time attitude determination system can yield continuous,reliable and effective attitude information for small UAVs.