多无人直升机的相对动力学建模方法及其编队控制

本文将多无人直升机编队控制分解为若干对具有主从结构的无人直升机相对状态控制问题,并提出利用相对动力学建模方法设计编队控制器.无人直升机相对动力学由6自由度空间刚体相对动力学和单体直升机飞行动力学两部分组成.基于这种相对动力学模型利用反馈线性化和扩展高增益观测方法设计具有内外环阶梯结构的控制器.最后,通过仿真验证了这种方法能够跟踪给定期望值并具有一定扰动抑制能力.     

直升机发动机滑油中金属屑在线处置系统设计

滑油中金属屑监控和在线处置已成为保障国内外新一代发动机健康运转的主要技术手段.通过脉冲电流技术,研制一种储能装置和烧蚀装置,实现直升机发动机滑油中正常磨损金属屑在线处置能力.通过直升机飞行中控制程序,减少金属屑虚警率,确保发动机健康高效地运转.填补了国内直升机发动机滑油中金属屑在线处置技术的空白.     

三自由度直升机多模型LQR控制器设计

通过对三自由度直升机模型实验系统的总体分析,引入了多模型切换思想,建立了多模型LQR控制器。针对多模型LQR控制器将数学模型以高度角和俯仰角两个角度为变量建立多模型集合,运用Matlab搭建仿真对控制器进行仿真实验,并通过直升机高度角、俯仰角和旋转角的跟踪准确性、快速性以及超调量大小等控制指标,直接地度量控制器控制效果的好坏,将控制效果最优的多模型LQR控制器应用于直升机实物模型之上,运用Matlab中的实时工作空间（RTW）和Quanser公司专用控制软件Wincon实现对直升机实物的实时控制,控制效果良好。     

基于LMI的无人直升机姿态解耦鲁棒控制器设计

无人直升机是典型的多输入多输出系统,具有静不稳、强耦合、不确定的特点。本文首先基于小扰动理论建立起无人直升机的线性模型;然后运用状态反馈进行极点配置,实现了对被控对象四通道间的动态解耦;最后设计了基于LMI的无人直升机H∞鲁棒姿态控制器,解决了模型参数摄动的问题并进行了仿真验证。结果表明所设计的姿态控制器性能良好、结构相对简单,达到ADS-33E-PRF标准LEVEL1的要求。     

小型无人直升机地面控制站设计与实现

通过分析小型无人直升机对地面控制站的需求,介绍地面控制站的结构和功能,分析开发地面控制站涉及的关键技术和解决方案,控制站采用基于面向对象的VC++开发环境和嵌入式Matlab混合编程技术。通过在某小型无人直升机飞行实验中的应用,证明该系统具有实时性强、稳定性好、人机界面友好、可扩展能力强等优点。     

基于2点RANSAC的无人直升机单目视觉SLAM

1点随机抽样一致性(RANSAC)算法是一种准确度高、计算量小的数据关联算法,但是其在摄像机多个轴上的角速度都快速变化时会失效,用在以无人直升机为载体的单目视觉同步定位与地图构建(SLAM)上存在滤波发散的风险.针对该问题,提出2点RANSAC算法,结合EKF运动模型的先验信息,用只抽样2个匹配点的RANSAC去除野点.在微小型无人直升机平台上进行了基于2点RANSAC算法的单目视觉SLAM实验,实验结果表明2点RANSAC算法工作可靠,SLAM的位姿估计精度可以达到自主飞行需要.     

加装红外抑制器的直升机红外辐射的计算及测量

计算了光谱在3～5 μm及8～12 μm范围内,加装与机身结构一体化红外抑制器的某型直升机排气系统的红外辐射特性.计算中考虑了排气系统部分蒙皮的红外辐射、双喷管发动机喷气流的红外辐射、背景辐射及大气的吸收衰减对直升机排气系统红外辐射信号的影响.实验发现,一架加装与机身结构一体化红外抑制器的直升机排气系统红外辐射特性的计算结果,与实测结果基本一致.     

直升机作业在我国特高压电网中的应用前景分析

根据未来特高压电网的特点,对比分析了国内外直升机作业的现状,提出了未来特高压输电线路的作业方式必须由"人工为主"向"直升机为主,人工为辅"的方式过渡,并在此基础上提出了未来特高压输电线路的运行管理模式。     

Stability and Control of a Parametrically Excited Rotating System. Part I: Stability Analysis

This paper analyses the stability of a parametrically excited double pendulum rotating in the horizontal plane. The equations of motion for such a system contain time varying periodic coefficients. Floquet theory and the method of Hill's determinant are used to evaluate the stability of the linearized system. Stability charts are obtained for various sets of damping, parametric excitation, and rotation parameters. Several resonance conditions are found, and it is shown that the system stability can be significantly altered due to the rotation. Such systems can be used as preliminary models for studying the lag dynamics and control of helicopter blades and other gyroscopic systems.     

冲击波作用下薄壁结构机弹相容性研究

对轻型直升机薄壁结构尾梁在发射空地导弹所产生的冲击波作用下的振动响应进行了有限元分析．根据计算结果提出了两种结构改进设计方案用于试验验证。试验使用的导弹模拟发射器产生的冲击波与实际导弹一致，用一个1：1的尾梁试验件实现了两种不同的结构改进方案，在不同的改进方案、导弹布置位置组合下，发射了60枚模拟导弹。试验表明对于轻型直升机薄壁无长桁主承力结构，只要以极小的重量代价改进结构设计，就能够满足机弹相容性要求。