基于飞行自动控制系统的单机件综合测试平台设计

针对飞机飞行自动控制系统在性能测试和故障定位时的实际需求,在对飞行自动控制系统的测试信号及测试原理进行分析的基础上,对综合测试平台需求的信号进行了深入分析,提出了单机件综合测试平台的总体设计方案和实现方法。

民机飞行管理系统建模与仿真实现

飞行管理系统的建模与仿真在民机飞行模拟器的研制中具有重要意义。研究了飞行管理计算机系统(FMCS)的建模。FMCS的功能通过飞行管理计算机(FMC)和控制显示组件(CDU)实现。基于Visual C++编译环境开发了CDU操作界面,可进行数据输入与飞机状态监控。建立了FMC的导航数据库和性能数据库,规划了飞机水平飞行轨迹,完成了侧向飞行控制。最后基于飞行手册给出的飞行剖面数据设计了次优垂直轨迹。仿真结果表明,水平轨迹规划算法切实有效。

双捷联惯组单表级的冗余管理及信息融合技术

在高可靠性的运载火箭控制系统设计中,惯性测量设备一般要采用冗余设计。介绍了一种基于七表配置双挠性速率捷联惯组的冗余设计及管理方案,采用两套惯性测量组合,故障定位到具体的仪表甚至某个敏感轴,提高了故障的容限度,在两度故障下系统仍能工作;并综合利用所有可用的信息,不分主从,有效减少了惯性器件的随机误差的影响,提高了精度。

一种高逼真度的控制显示组件仿真方法

为增强飞行员对控制显示组件(CDU)的直观感受,提高CDU仿真的逼真度,基于嵌入式PC104 CPU和8255可编程设备接口卡,设计仿真键盘硬件电路和键盘码扫描程序,实现对CDU键盘的高逼真硬件仿真。利用面向对象仿真技术,创建出CDU仿真页面,有效解决了页面系统繁重的生成与管理问题。仿真实验结果表明,该方法能够逼真地实现对飞行计算航路数据和性能参数的输入与显示。

可重构飞行控制系统的滑模自适应控制律设计

当飞行控制系统操纵面发生损伤故障时,结合自适应思想,采用滑模控制方法进行重构飞行控制系统的设计。采用单位向量法设计滑模控制器,这种控制器由线性部分和非线性部分组成。线性部分采用改进的线性二次型最优控制器法进行计算,而非线性部分采用自适应增益来更好地适应故障情况。利用某型飞机的纵向飞行控制系统模型进行仿真,结果表明,带有自适应增益的滑模控制方法不仅适合于正常情况下的飞控系统设计,而且对操纵面损伤故障情况具有较强的适应能力,与固定增益情况相比,具有更好的跟踪效果和重构控制效果。

基于FlexRay总线飞行控制计算机串行接口单元设计与研究

根据样例无人机飞行控制计算机对串行接口单元的接口资源和内部通信能力的需求,研究并完成了基于FlexRay总线串行接口单元的硬件设计和软件开发,同时从时间调度、总线余度和非冗余数据传输三方面设计了FlexRay总线的通信协议和余度管理机制;串行接口单元采用FPGA为处理器,通过串行接口实现了外部设备与飞行控制计算机的实时通信,并按照FlexRay总线的通信协议,实现了串行接口单元和CPU单元间信息的可靠传输,总线负载小于20%;测试结果验证了设计的正确性和实用性,符合设计指标,可满足样例无人飞行控制计算机串行数据通信需求。

实时仿真飞行管理系统的研究

对在基于网络的实时仿真系统上建立可行的仿真飞行管理系统进行了研究。在满足实时性要求前提下，实现了飞行管理系统中控制显示组块（ＣＤＵ）的动态图形仿真。对横向飞行剖面的生成进行了讨论，并实现了在实时运行环境中横向飞行计划的生成。给出了一种航线导航的控制率设计方法。建立了一个通用的。

基于虚拟仪器技术的飞控组件自动测试系统

从维修工程实践的角度出发,提出了飞控组件在线测试方法,并研制出了相应的测试系统。产品测试结果表明:它可简化维修过程,并且使故障检测、定位和排故方便易行。

基于586-Engine的高性能飞行控制器设计与实现

本文从飞行控制系统设计的角度出发,详细介绍了如何根据对某小型无人机特性的认识,进行小型化高性能飞行控制器的设计。硬件方面基于微控制模块586-Engine实现了飞行控制器的小型化设计。软件方面第一次实现了μC/OS-Ⅱ实时操作系统在SC520处理器上的移植,对飞行控制软件进行了模块化处理,并在二者基础上进行了合理的任务调度设计,实现了高性能设计。本系统已经通过半物理实时仿真,试验证明达到设计目标。

自适应滑模容错跟踪飞行控制律的设计

当飞行控制系统操纵面发生卡死或控制效率损伤故障时,采用自适应滑模控制方法进行容错跟踪飞行控制律的设计。采用单位向量法进行滑模控制器的设计,利用李雅普诺夫理论和Barbalat引理设计自适应滑模调节规律,同时能够保证闭环系统的渐近稳定性。利用某型飞机线性化模型进行仿真,结果表明,带有自适应调节规律的滑模控制方法不仅适合于正常情况下飞行控制律的设计,而且对操纵面损伤和卡死故障情况具有较强的适应能力,具有很好的跟踪控制效果和强鲁棒性。

基于MCU和DSP的无人机控制系统设计

为了实现无人机飞行控制系统导航控制能力强,实时性好,小型化,低成本,小体积的目标,设计了一种基于TI公司的DSP(导航计算机)和MCU(控制计算机)组合的飞控系统方案.导航计算机采集姿态传感器信号、GPS定位信号及目标信息并处理得到控制指令,控制计算机实现基于PID算法进行舵机指令分配.通过了大量地面实验和动态试验,试验结果表明该系统性能良好,满足设计要求.

飞行模拟器运动平台控制算法研究与分析

首先阐明飞行模拟器的工作原理,根据系统计算机给出的3个轴向过载和3个角加速度,建立模型计算得到模拟座舱的位置坐标和姿态角信息,然后对系统进行分析,设计洗出环节,建立矢量算法数学模型,解算出液压作动筒的变化长度,通过伺服系统驱动和控制飞行模拟器的运动。由于模拟座舱不可能达到真实飞机的过载,引入限幅环节以保证飞行器在机动时的过载感觉。模型设计和算法设计已经通过测试,并且在实际应用中得到验证,可以满足系统需求,具有良好的控制效果。

一种飞行控制计算机高精度A/D采集单元设计与研究

模拟信号是飞行控制计算机关键数据类型之一。设计了一种对噪声和电磁干扰具有强抑制能力、高速、高精度A/D转换单元。采取差分信号采集电路,结合硬件和软件成型滤波器设计技术,达到抑制和消除噪声干扰、增强A/D采样数据稳定性之目的。测试结果表明,该高精度A/D数据采集单元在典型干扰条件下数据采集分辨率达到15位,精度达到14位,相比较于原样例飞行控制计算机A/D单元数据采集精度提高2~3位,工作稳定,满足无人机飞行控制计算机模拟量数据采集要求。

飞行器航迹数字化可视平台实现方法

基于网络通信、测量定位和地理信息系统(GIS)应用软件MapInfo的集成开发技术,详细介绍了建立航空飞行器航迹数字化可视平台的方法,该方法应用范围较广泛,具有很强的实用价值。

加速度计的动态特性对无陀螺微惯性测量组合性能影响的研究

本文以压阻式加速度计为例 ,探讨了其动态特性对无陀螺微惯性测量组合的影响。首先 ,建立了 9个加速度计的无陀螺微惯性测量组合模型 ,并推导了该模型的导航方程 ,然后根据加速度计的动态特性改进了其导航方程 ,最后进行了仿真验证。从仿真结果可以看出 ,对于相同的加速度计 ,输入信号的动态特性越强 ,惯性组合的误差越大。因而选用动态特性好的加速度计有助于提高无陀螺微惯性测量组合的性能。本文为无陀螺微惯性测量组合走向实用化 。

基于ARM9200的无人飞艇的飞控板设计

介绍无人飞艇的自动驾驶飞控板的总体设计方案、主要功能、硬件的构成和特点、软件设计方案等。重点介绍了飞艇低速飞行过程中,尾翼与发动机倾角、发动机转差的冗余控制技术。

基于ARINC739的飞行管理系统接口设计与故障模拟测试

多功能控制显示单元(MCDU)是飞行管理系统的重要人机接口,承担了飞行管理系统的大部分的交互控制和显示功能。ARINC739"多功能控制和显示单元"对MCDU的功能和其与其它系统的接口方式进行了描述,但在遵照ARINC739的工程实现中还是遇到了不少通信方面的问题。因此本文结合实践经验,从工程应用角度对飞行管理系统与多功能控制显示单元的通信进行分析,描述了几种典型情况下的通信,并为测试飞行管理与多功能控制显示单元的通信提出了测试方法。

飞行仿真中基于嵌入式Qt的CDU仿真模块设计

为了提高飞行仿真中控制显示组件(CDU)的真实度,本文基于嵌入式Linux和Qt,参照真实CDU的显示和按键的特性,使用面向对象的仿真方法建立CDU的页面显示和页面逻辑,实现了CDU的显示输入功能。使用SQLite数据库存储页面标题,上位机处理页面数据,以模块化的思想简化了CDU页面的生成。经实物测试,该方法能方便地生成CDU页面。

H－I运载火箭控制系统

Ｈ－Ｉ运载火箭概况、主要技术性能以及控制系统的配置和功能在文中作了介绍。详细介绍了惯性测量装置、陀螺仪、加速度表、数据接口单元等。最后介绍了系统工作和飞行试验结果。

浅析飞行管理系统的导航功能

随着现代航空科学技术水平的迅猛发展,计算机技术在航空领域中的广泛应用,在20世纪80年代,飞行管理系统得到了普遍的应用,它是最新科技的产物。飞行管理系统是一个独立的完整的系统,能够实现完整的自动飞行管理,用以减轻机组工作负荷、优化驾驶舱资源管理。