基于奇异摄动分解的带机械臂旋翼无人机飞行稳定性研究

为了降低无人机和机械臂之间的耦合作用,提高带臂四旋翼无人机飞行过程中的稳定性,首先建立系统动力学模型,然后根据实际情况,对模型进行简化。在此基础上进行内、外环分解,外环为四旋翼位置控制和机械臂角度控制,内环为四旋翼俯仰角控制。对于外环的动力学模型,根据速度变化特点,利用奇异摄动理论对外环变量,即四旋翼线速度和机械臂角速度,进行快、慢变子系统分解,再次降低了系统间的耦合性。对于分解后的快、慢变子系统,设计非奇异终端滑模控制并引入干扰观测器,以期提高带臂四旋翼无人机飞行过程中的稳定性。最后,仿真验证了所设计算法的优越性。

基于Pixhawk飞控的硬件在环仿真系统设计

Pixhawk飞控在民用无人机(UAV)领域得到广泛应用。为了在Pixhawk飞控上实现硬件在环仿真功能以达到验证飞控飞行性能的目的,设计了基于Pixhawk飞控的四旋翼无人机硬件在环仿真系统。通过构建四旋翼机体模型,实现模型在电机转速信号的驱动下输出位姿数据;位姿数据传输到飞控并重构为模拟传感器数据,飞控内核对传感器数据处理后输出电机转速信号驱动模型飞行,由此构成飞控硬件在环的仿真环路。在测试中使用相同航线进行了仿真飞行与真实飞行,并计算2种飞行模式数据的相关系数,系数普遍高于0.85,表明获得了较为逼真的仿真效果。

一种多飞行器协同的GNC系统飞行模拟平台设计

空间站在轨组装和长期运营阶段涉及到多飞行器独立飞行、飞行器间交会对接、多飞行器组合体融合控制、多飞行器分离过程控制和飞行器返回再入等复杂飞行任务,完整、真实的飞行模拟是必需且至关重要的.基于时间同步、实时数据交换的分布式一体化仿真架构,设计了一种多飞行器协同的通用半物理制导、导航与控制(guidance,navigation and control,GNC)系统飞行模拟平台,可很好地满足复杂系统的飞行模拟需要.平台由若干灵活、可扩展的通用模拟器构成,单个模拟器通过配置可以实现任一飞行器的功能,能够独立对指定飞行器的全任务过程进行仿真.平台通过靶场仪器组B时间码(inter-range instramentation group-B,IRIG-B)信号进行时间同步,利用1553B总线完成动力学仿真数据实时交换,并在多模拟器之间通过协调机制实现热并网后进行协同仿真.该模拟平台成功应用于空间站飞行控制演练.

35 K空间深低温热传输系统性能天地差异

为了解决空间红外探测系统的深低温散热问题,保证红外探测器的低温工作环境,基于脉冲管制冷机和深冷环路热管,设计研制了一套35 K温区的深低温获取与热传输集成系统.该系统由一套35 K温区氖工质深冷环路热管、两台35 K温区脉冲管制冷机、一台150 K温区脉冲管制冷机、隔热冷屏、测温/加热组件、控制系统等组成.完成了地面单机级、整星级热真空测试,并于2020年完成空间飞行测试.在地面单机试验中开展了水平姿态和逆重力恶劣姿态下的传热测试,保证了空间微重力下必定能稳定工作;整星级测试验证了系统在卫星平台散热工况下的工作特性,空间飞行测试获得了系统的空间微重力下的工作性能.本文分析了系统在上述不同阶段的热性能,包括超临界启动特性,稳态运行性能等,验证了相关设计的正确性,重点对比了不同阶段的性能差异,分析其可能的原因.

仿生智能飞行控制算法及其虚拟仿真

文章针对无人机在各种复杂环境下飞行控制模型的不确定性问题,设计了基于闭环系统辨识算法、校正控制算法参数整定技术的智能飞行控制系统,并设计了一套虚拟样机仿真系统,保证无人机高速、高精度、高鲁棒性飞行控制性能的同时,避免调参带来的巨大工作量,同时,通过虚拟样机仿真对该算法进行了验证。

B738飞行模拟机操纵负荷系统典型故障自动化分析与排除

该文针对某型B738飞行模拟机操纵负荷系统中的刹车故障进行分析,提出以电流传感器为基础的物联网监控系统对典型故障进行监控及分析。首先对典型刹车减速故障进行分析,对制动控制器的监控电流进行实时监控,并上传云服务器,用Web页面显示运行状态;同时对B738飞行模拟机当中的典型故障进行分类,并选取典型故障做出分析;最后对物联网监控方式以及传统故障分析方式进行对比。经测试,该文方式更具高效性和适用性。

飞机排班中航班环的动态构建方法

构建航班环是飞机排班中安排飞机路线的一项基础工作,本文针对国内航班计划的特点,提出了一种单维修基地条件下航班环的动态构建方法。首先以飞机维修机会最大化为目标函数,建立基于航班环的一周飞机路线的整数规划模型。然后采用列生成算法和Follow-on规则,动态地构建满足"三天维修规则"的航班环,求解飞机路线模型。最后利用MATLAB语言编写计算机程序,并通过具体算例的分析,验证了本文提出方法的正确性及有效性。

机载红外诱饵弹干扰效果评估方法

分析红外诱饵弹的干扰原理,并建立红外诱饵弹模型;考虑红外导弹的跟踪、控制、运动学等环节,建立导弹制导回路模型;在导弹制导飞行过程中,分析诱饵和飞机与跟踪器视线的位置关系,确定红外中心的位置和速度。按时间进行典型诱饵弹干扰情景下的三维飞行模拟,从而分析诱饵弹多组间隔发射情形下,导弹脱靶量与诱饵强度、发射速度、发射间隔的关系。算例验证了方法的有效性、合理性。

差值排序算法在飞机排班问题中的应用

飞机排班是航空公司制定生产计划的一项基本内容。首先通过对排班问题的分析,建立了排班问题的均衡模型;其次通过对航班连线和飞机分别标号,将一种新的差值排序算法引入飞机排班问题的求解中;最后利用V isual C++编写计算机程序,并通过具体算例的分析,验证了所提出方法的正确性和有效性。

基于梯度下降法和双环PID的四旋翼飞行器的研究与设计

四旋翼飞行器凭借其灵活的操控性、较小的地域局限性等优势,在军事、民用和科学研究等诸多领域受到了越来越多的关注。目前国内大部分无人机的研究重点在于如何让飞行器飞的更高更远,飞行时间更长。而该设计的着重点是飞行器飞得更低更稳。在飞行过程中,飞行器通过超声波测距技术实现飞行器的近地贴地表飞行,采用梯度下降法对飞行器的姿态进行解算,双环PID控制,进一步提高了系统的稳定性。结果表明,系统可实现3~50 cm之间超低空近地稳定飞行。

基于Simulink和FlightGear软件的机载惯性测量单元仿真

包含动力学和运动学特性的机载IMU数据对于飞行对准等惯性系统算法研究具有重要意义。基于人在回路仿真的思想,设计了一种可包含完整飞机模型,不需要设计特定的自动驾驶仪,来实现任意机动下机载惯性测量单元仿真的方案。给出了惯性测量单元仿真模型,设计了基于Simulink、AeroSim模块集及FlightGear模拟飞行软件的新方案,实现了一个机载惯性测量单元的仿真模型,该模型采用飞行摇杆,由人实现对飞机的控制和机动飞行。仿真结果表明,采用该仿真方案,避免了复杂的自动驾驶仪设计,可以得到机动飞行条件下的机载惯性测量单元仿真数据和导航参数基准数据,方案切实可行。

风洞虚拟飞行试验模拟方法研究

风洞虚拟飞行试验是把飞行器模型安装在风洞中具有三个转动自由度的专用支撑装置上,让三个角位移可以自由转动或者按照飞行器的飞行要求实时操纵控制舵面,来实现较为逼真的模拟飞行器真实机动运动过程,进而达到探索其气动/运动耦合机理的目的。发展风洞虚拟飞行试验,其模拟方法是必须要解决的核心理论问题。针对某典型导弹,开展了铅垂平面内三自由度俯仰运动的开环控制和闭环控制飞行仿真模拟,分析了风洞虚拟飞行试验和真实飞行之间的主要差异及其影响,研究了风洞虚拟飞行试验的模拟方法。结果表明:对铅垂平面内的三自由度俯仰运动,采用俯仰角速度反馈的经典三回路自动驾驶仪闭环控制方式,风洞虚拟飞行试验能够较为逼真地模拟真实飞行过程。

航班环上的飞机尾号分配问题

飞机尾号分配问题是航空公司生产运营过程中一项重要工作,其结果直接影响到航空公司的运营成本和飞行安全等。首先以飞机维修机会最大为目标建立了航班环生成模型,利用列生成算法和Floyd最短路算法的结合生成了满足3天维修计划的多维修基地航班环;其次,利用分支定界算法得到了航班环生成模型的0-1最优解;再次,采用KM算法完成了飞机与航班环的完美匹配,实现了航班环的动态分配;最后,通过对一个算例的分析,验证了所提出方法的正确性和有效性。

直升机H_∞回路成形全姿态控制器设计

根据内外回路思想结合鲁棒H∞回路成形方法,设计了直升机双回路飞行控制系统。内回路主要完成直升机的全姿态控制,包括滚转角、俯仰角和偏航角的同时控制;外回路在内回路的基础上实现了速度跟踪。所设计的控制系统基本实现了直升机各通道间的解耦,且具有良好的跟踪性能和鲁棒性能。最后,按照ADS-33E标准对飞行性能进行了评估,结果表明飞行品质达到了1级水平。

小型无人机飞控系统半实物仿真平台实时性研究

实时仿真是半实物仿真的基本要求。为了评价某小型无人机飞控系统半实物仿真平台的实时性,提出了实时性的评价指标,研究了仿真平台各组成部分对实时性的影响,并给出了实验数据。该数据对评价无人机飞控系统半实物仿真结果的可信度有一定参考价值。

低成本制导火箭弹飞行控制系统设计与仿真

为提高火箭弹的打击精度,设计了一套低成本制导火箭弹飞行控制系统。该系统结合GPS/INS组合导航技术,能够按照目标弹道对火箭弹的实际飞行弹道进行修正控制,以提高落点精度。为验证系统性能,还建立了制导火箭弹的实时仿真模型,控制算法可以加载到实物中进行半实物仿真实验,以优化控制参数,完善控制算法。经试验检验,该系统运行稳定可靠,控制精度高,具有工程应用价值。

微泵驱动流体回路主动热控系统在轨测试试验研究

简要概述了"浦江一号"卫星流体回路系统的设计方案和地面测试试验情况,并在此基础上详细介绍了在轨开展的流体回路系统的开环和闭环控制测试,以及微泵A和微泵B的长寿命测试。在轨测试结果表明:微泵驱动流体回路系统各部组件满足空间环境使用要求;系统软、硬件在轨各项性能长期稳定良好;流体回路系统可以实现航天器热量的快速收集与传输,具有灵活的热管理能力。

航空发动机全飞行包线鲁棒控制器设计研究

对全飞行包线内的发动机控制问题展开研究,分析了包线的划分和标称点的确定问题,提出了根据发动机进口参数的相对变化指标对飞行包线进行划分的方法。同时将二自由度H∞鲁棒控制方法引入航空推进系统的控制器设计中,克服了传统鲁棒控制器无法兼顾系统的性能和鲁棒性要求的缺陷。最后在设计的航空发动机数控系统快速原型化实时仿真平台上进行了仿真,证实了所提出的全包线划分方法的正确性和所设计的增益调度鲁棒控制器在某型航空发动机全包线控制上的良好性能。

我国载人航天器热控制技术发展

载人航天工程推动了我国航天器热控技术的长足发展,载人航天热控系统研制过程中建立了以单相流体回路和通风为核心的主动热控体系。文章回顾了我国载人航天三步走过程中单相流体回路技术、对流通风技术、信息与控制技术、热设计验证技术的发展历程及成果,展望了后续载人月球探测在内的任务对热控系统的需求,建议发展空间热泵技术,以提升在恶劣外部环境下航天器的热排散能力;发展泵驱两相流体回路技术,提升主动热控系统的热传输能力。

H_∞回路成形直升机双回路控制系统设计

根据直升机飞行控制系统的内外回路设计概念,利用H∞回路成形方法设计了直升机双回路控制系统。首先采用H∞回路成形方法设计姿态命令/姿态保持控制器,使得直升机内回路具有良好的带宽和响应时间,且保持通道的解耦和鲁棒性;采用H∞回路成形方法构建直升机的速度回路作为外回路,实现对直升机的前飞速度和横向速度的控制,保证速度通道上具有良好的跟踪性能和鲁棒性能。并按照ADS-33E对所设计的控制系统的操纵品质做出了评价。仿真结果显示了良好的控制效果,验证了该设计方法的有效性。