激光雷达飞行参数对低矮植被高度反演的影响——以大疆禅思L1为例

植被高度是动态监测植被生长状况的重要参数。机载激光雷达测量(LiDAR)因其良好的穿透力常用于森林高度反演,而鲜有应用LiDAR反演低矮植被高度的研究。本研究以皋兰生态与农业综合研究站为研究区,使用大疆禅思L1激光雷达在不同飞行高度、悬停时间、定位系统(基于网络进行差分计算的Nrtk定位系统与基于移动接收器进行差分计算的Drtk定位系统)下获取不同植被的点云数据,以探究飞行参数对于反演精度的影响。结果表明:Drtk与Nrtk定位系统精度相当,无网络时Drtk系统可替代Nrtk使用。悬停时间5 s与10 s的精度差异不大,10 s的精度略高。当植被高度低于60 cm时,飞行高度宜设为20 m;植被高度大于60 cm时,飞行高度可设为40 m以扩大采样范围。在反演精度方面,当植被高度低于30 cm时,反演误差在±30%内;而当植被高度大于40 cm时,则呈现出明显的低估现象。本研究对于应用大疆禅思L1激光雷达进行大范围低矮植被高度获取的相关研究具有重要的现实意义。

用双时间法数值模拟悬停旋翼流场(英文)

本文用改进的双时间法和重叠网格通过求解可压缩的欧拉和Ｎ－Ｓ方程计算了悬停旋翼流场。在双时间法中，我们采用牛顿松弛以加速每个真实时间步中的子迭代。高效的双时间法加上重叠网格使在微机上计算复杂的悬停旋翼流场成为可能，计算结果和实验符合得很好，计算得到的下洗流和载荷证明了我们的方法是可行的。

固定时间稳定航天器相对轨道悬停控制

针对航天器相对空间目标的定点悬停控制需求,基于非线性反馈固定时间稳定算法设计了一种闭环悬停控制律.阐述了固定时间稳定的原理,以C-W方程为相对运动模型设计了悬停控制律,可以通过改变相关控制参数来消除初始悬停误差和干扰的影响,实现对控制效果的调节.结果分析表明,提出的控制律对初始悬停误差收敛速率较快,能够保持长时间、高精度定点悬停,仿真结果验证了方法的有效性.

基于动力系统模型的多旋翼性能估算方法

续航时间、最大载重量是设计多旋翼飞行器时需要考虑的关键性能指标。提出一种基于动力系统模型的多旋翼飞行器飞行性能估算方法,在分析螺旋桨、电机、电调和电池各部分模型的基础上,建立了多旋翼飞行器悬停状态下非线性系统模型,以动力系统各部分参数作为系统的输入,通过分析系统模型估算飞行器的续航时间、最大载重。利用实验室已有的四旋翼和八旋翼飞行器进行室内飞行试验,结果表明上述估算方法准确有效,可为旋翼飞行器的设计和任务选型提供参考。

悬停状态带磁流变减摆器直升机的动稳定性分析

建立了适用于直升机悬停状态动稳定性的磁流变减摆器模型,悬停状态下动力入流模型采用动量理论模型,与直升机旋翼/机体耦合动力学方程组联立,采用Simulink时域仿真的方法计算得到磁流变减摆器对悬停状态下直升机动稳定的影响,对比了不同电压下磁流变减摆器对桨叶挥舞摆振运动的影响。结果表明:对于磁流变减摆器,施加不同电压可得到不同的阻尼力,该性质可以抑制直升机悬停状态动不稳定性。

气垫平台雷击时电磁仿真分析

气垫船垫态航行时,船体与海水绝缘,遭受雷击时所引入的巨大电磁能量将足以损坏气垫船上的电子设备。文中采用全垫升气垫通用平台进行建模,采用成熟先进的商用电磁仿真软件,对雷击海况下气垫通用平台在"垫升"、"完全连接海面"和"部分连接海面"这三种状况下的电场与磁场环境进行仿真计算和分析,并对"部分连接海面"这一措施进行评估。

小行星433 Eros本体悬停轨道的稳定控制

研究了近地小行星433 Eros本体悬停轨道的稳定控制问题.用三轴椭球体模型近似Eros引力场分布,建立了航天器在其引力场内的动力学模型,并且应用等加速度变截距时变滑模控制设计了悬停控制器.该方法的滑模面选取与常规滑模控制不同,且不存在到达阶段.仿真分析从不同的初始条件和悬停条件入手,验证控制器的有效性,并讨论了航天器的速度与控制加速度的幅值随滑模面切换时间的变化情况.

多旋翼无人机快速设计方法与工程应用

为了快速对多旋翼无人机性能进行准确计算,提出了一种基于动力系统匹配的多旋翼无人机快速设计方法,自主推导计算公式并在MATLAB/Simulink下建立计算模型,并通过多旋翼机型进行了准确性的验证。该方法主要包括动力系统匹配、整机质量精确计算、悬停时间计算等,可以有效解决多旋翼结构设计迭代时间长的问题。目前,基于该方法已完成ZW-H880,ZW-Q1100,ZW-H1200三款机型设计,3款机型整机质量计算误差约为6.7%,航时计算误差约为4.9%,3款无人机平台已广泛应用于电力、林业及道路监测等领域。

四旋翼机悬停尾部角度精确控制方法研究与仿真

提出基于数字PID控制和T引导模型的四旋翼机悬停角度控制方法,采用数字PID控制算法采集控制样本,按照经验及时调控四旋翼机悬停尾部角度控制参数,通过BPNIAC下的四旋翼机引导模型,依据角度不断调整四旋翼机速度标称剩余航程的预测值,获取四旋翼机在悬停状态下尾部的最佳俯仰角和偏航角,实现四旋翼机悬停尾部精确角度控制。实验结果表明,该种方法对四旋翼机尾部俯仰角和偏航角的控制效果好,稳态误差小,上升时间短,满足了四旋翼机尾部角度控制需求,具有较强的鲁棒性。

直升机旋翼回波特性建模

给出了雷达半主动寻体制的直升机旋翼回波模型,分析了直升机旋翼回波的时频特性,以旋翼真实参数对模型进行了仿真,并研究了直升机旋翼回波在时域上的调制效应及频域分布特点。结果表明:理论模型所得结果与外场实验的导引头跟踪直升机实验数据吻合。

区域相对悬停轨道设计与控制

轨道悬停技术是面向空间新型在轨操控任务的关键技术。研究提出一种利用服务星在相对目标星指定区域内运动的轨道设计与控制新方法,即区域相对悬停轨道设计与控制技术。首先,建立了区域相对悬停轨道的相对运动模型;其次,研究了指定时间下利用单次脉冲控制实现区域相对悬停的轨道优化设计方法;最后,针对典型空间任务进行了区域相对悬停仿真算例。结果表明,区域相对悬停轨道控制简单,且有利于节省在轨燃料消耗,更符合实际的在轨服务需求,在在轨故障检测、在轨监视等领域具有广阔的应用前景。

悬停时间约束下的多无人机中继连通性优化方法

无人机(UAV)凭借其灵活且易于部署的独特优势,已广泛应用于诸多领域。为解决异构用户之间的通信连通问题,将中继和网关思想结合并提出异构多网中继概念,部署多个无人机为异构用户提供中继服务,构建可靠的中继连通链路。在源和目的用户节点之间建立中继连通链路的过程中,将其分解为中继覆盖划分和中继选择连接2个子问题进行求解。首先,考虑无人机的最大悬停时间约束,通过寻找与无人机关联的最优单元分区,基于公平资源分配方案,提出优化划分方法(OPM)使服务用户的数据量最大化。其次,在构建无人机之间的连通链路时,以中继链路吞吐量为优化目标设计中继选择策略(RSS),在相距较远的无人机之间选择中继无人机,使无人机之间均存在可达的通信链路。最后,通过实验对比分析得出,所提方法能为异构用户提供更加公平的中继服务,并且提升中继链路的吞吐量。

基于有限时间姿态控制算法的四旋翼飞行器悬停控制

基于反步设计方法和有限时间控制技术,文章设计了四旋翼飞行器的控制系统,以实现定点悬停控制.首先,针对四旋翼飞行器位置控制系统,将姿态当成虚拟控制输入信号,设计了基于PD的位置控制器.然后,针对姿态控制系统,基于有限时间控制技术,设计姿态控制力矩使得飞行器姿态可以在有限时间内达到期望的姿态.最后,仿真结果验证了文章所提出控制器的有效性.

基于鲁棒伺服思想的尾坐式飞行器悬停姿态控制

针对一款小型飞翼布局的尾坐式垂直起降飞行器,通过考虑舵面失效、风场干扰、气动参数不确定以及转动惯量不确定等因素的影响,进行悬停阶段的姿态控制研究.根据悬停状态点线性化的运动学和动力学模型,设计鲁棒伺服线性二次型调节器(RSLQR)控制器来保证标称系统良好的响应及鲁棒性.同时,考虑到较大不确定及扰动下RSLQR控制器性能下降的不足,希望飞行器能够尽量在平衡点附近较大的范围内工作,为此设计L1自适应控制器进行补偿,以使系统性能得到恢复.考虑到控制器的时延裕度对系统稳定性有着重要影响,讨论控制器参数与系统时延裕度的关系.通过仿真验证不同不确定影响下系统良好的性能,并提出一种基于扩张状态观测器(ESO)的补偿方法,以使设计的控制系统在飞控硬件性能较为有限时,依然能够保证良好响应.最后,通过飞行测试对所提算法的有效性和可行性进行验证.