Lift System Design of Tail-Sitter Unmanned Aerial Vehicle

The main advantage of tail-sitter unmanned aerial vehicle (UAV) are introduced. Three design solutions of rotor tail-sitter lift system of UAV have been presented and the respective control strategies and characteristics of three solutions are also analyzed in the paper, through the related experiments the design of twin-rotor lift system is verified, and its feasibility is proved. The characteristics and the applying background of the twin-rotor tail-sitter UAV are described in detail. Some useful conclusions of the lift system for tail-sitter UAV are obtained.

尾座式电动飞机复合材料机翼结构优化设计

以复杂地形地区物资快速投送平台设计为背景,开展尾座式电动飞机复合材料机翼设计研究。对机翼结构载荷进行分析,对机翼结构构件布置和铺层进行设计,形成复合材料机翼结构设计方案。建立复合材料机翼结构有限元模型,开展典型工况条件下的静力分析,得到机翼结构变形、应力和Tsai-Wu失效因子分布。采用分步优化策略,以机翼结构铺层厚度和铺层角度为设计变量,开展机翼结构质量优化计算,优化结果表明,优化后的机翼结构在满足强度和刚度要求下质量减轻约47.77%,可为尾座式电动飞机结构设计提供重要参考。

基于L_1-ITD的尾座式无人机姿态控制

针对尾座式无人机在垂直起降(VTOL)阶段对风干扰敏感的问题,提出了一种基于L1-ITD的尾座式无人机姿态控制方法。建立了垂直起降阶段尾座式无人机六自由度非线性模型,设计了基于L1自适应的无人机姿态控制器,可抑制扰动对系统性能的影响,实现垂直起降阶段存在风干扰和模型不确定时对无人机姿态的良好控制。在此基础上,针对L1自适应控制方法对量测噪声敏感及无法直接获取有效微分信号的问题,引入改进跟踪微分器,在快速精确跟踪信号的同时抑制了量测噪声的影响。仿真结果验证了所提方法的有效性。

基于响应面和遗传算法的尾座式无人机结构参数优化

设计了一种垂直起降尾座式无人机,利用中心组合试验(Central composite design,CCD)对无人机的翼展长、后掠角、小翼高和小翼厚4个结构参数进行设计,构建了25组样本点。利用ANSYS CFX进行升阻比和阻力数值模拟,通过Design-Expert软件建立无人机结构参数与升阻比、阻力的响应面模型,其中升阻比随着翼展长和小翼高的增加而增大,后掠角和小翼高对升阻比的影响较小,当攻角为4°～8°时,升阻比随小翼厚的增加而减小,当攻角为10°～12°时,升阻比随小翼厚的增加而增大;阻力随着翼展长和小翼厚的增加而增大,随小翼高的增加而减小,随后掠角的增加先增大后减小。以升阻比最大和阻力最小为优化目标,采用多目标遗传算法进行结构参数优化,得到最优结构参数为:翼展长1 123 mm、后掠角34°、小翼高39 mm、小翼厚3 mm,与原始样机相比升阻比提高了12. 4%,阻力降低了5. 3%。采用风洞试验对响应面模型进行了验证,其中升阻比和阻力的数值模拟相对误差小于8. 0%,响应面模型相对误差小于3%,表明响应面模型具有较高的精度和良好的通用性,可用于垂直起降尾座式无人机的优化设计。

小型尾坐式飞行器航姿测量系统设计与验证

针对小型尾坐式飞行器航姿测量问题,设计了航姿测量系统。采用四元数法更新航姿参数再转换成欧拉角输出。由于小型尾坐式飞行器姿态变化范围大,针对传统四元数到欧拉角的转换算法在扰动下航向和姿态角易发生振荡的问题,提出了一种改进的全姿态四元数转换到欧拉角的转换算法,通过分析姿态矩阵中元素的符号,由四元数得到两组欧拉角,以姿态控制利益为牵引,选择正确的一组。针对无迹卡尔曼滤波(unscented Kalman filter,UKF)算法在外界噪声干扰下测量精度降低的问题,引入自适应算法,使量测噪声统计特性随噪声的变化而自适应的调整,提高系统的抗干扰能力。针对小型尾坐式飞行器姿态易突变的问题,设计了强跟踪滤波器,利用多个渐消因子减小历史数据在测姿中的作用,提高当前信息的比重,提高系统对突变姿态的跟踪精度。最后,通过实验验证了全姿态解算算法、自适应UKF滤波算法和强跟踪算法的可行性,实验结果表明了设计的航姿测量系统对小型尾坐式飞行器的适用性。

推力矢量无人机尾坐式垂直起降控制

本文研究推力矢量无人机尾坐式垂直起降的控制方法.为解决欧拉角奇异的问题,提出了水平/垂直欧拉角综合姿态解算方法.为了获得快速响应又防止超调,控制器采用线性/恒加速度逼近和角速率限幅积分逼近控制方法,并且在最终输出舵偏时进行了反扭矩补偿.此外,本文提出了一种特殊的数据融合算法,该算法通过迭代计算保证了高度数据的准确性.由于尾坐式起降时机体姿态和高度具有强耦合关系,本文设计了一种基于滤波前馈加速度算法的高度控制器.尾坐式起降试验结果验证了本文所述控制方法的有效性.

尾坐式超小型定翼机飞行运动建模与仿真

尾坐式超小型无人定翼机结构简单、飞行效率高、实用性强,其特有的飞行模式与传统飞行器显著不同,分析并掌握其运动特性具有重要意义。提出了一种尾坐式无人定翼机的新方案。为获得其基本气动参数,利用FLUENT进行CFD仿真建立其空气动力学数据库。为分析其各种运动模式,采用四元素法描述其运动姿态,并建立其六自由度飞行运动模型。最后,基于SIMULINK/Aerospace建立运动仿真平台,仿真结果表明该方案垂直起降过程的可行性,为后续控制系统设计与导航奠定了基础。

矢量拉力垂直起降无人机姿态纵向控制研究

针对使用矢量拉力控制纵向飞行姿态转换的坐式垂直起降固定翼无人机,分析其在垂直和水平飞行两种状态转换过程中存在的一些控制问题;建立了其动力模型,并对模型参数进行了整定。针对其在非线性条件下动态性能欠佳的问题,把容易实现、鲁棒性好的PID控制法与智能模糊控制算法结合,设计出自适应模糊PID控制器。并且模糊PID的超调小、动态响应快等特点在仿真和飞行实验中得到验证,使系统的抗干扰性得到提高。

双旋翼尾坐式飞行器建模及悬停姿态控制

基于双旋翼尾坐式飞行器的飞行原理,建立了其动力学模型,并对模型参数进行了整定。而后对其悬停模式下的姿态自稳定性进行了分析,并设计控制器对系统进行了校正。通过仿真和实验,验证了所设计的控制器具有较强的稳定性和鲁棒性。

尾座式无人机续航时间估算模型

为研究尾座式无人机翼展长、翼根弦长、翼梢弦长、机翼后掠角、小翼翼梢长、小翼展长、小翼高、小翼后掠角、小翼厚度和小翼脚长等10个结构参数对无人机续航时间的影响,利用CATIA和ANSYS建立了尾座式无人机及其外流场的三维实体模型,采用SST k-ω模型在ANSYS CFX中模拟无人机在130种不同结构参数组合下的气动特性,利用方差分析确定气动系数的特征因子为翼展长、后掠角、小翼厚度和小翼脚长,建立了4个特征因子与气动系数的多元回归模型;结合质量系数方程,最终建立了结构参数与续航时间的关系模型,精度达0. 97。采用风洞试验的方法对数值模拟结果进行验证,测量4架样机在巡航状态下的气动系数,相对误差小于14%,数值模拟方法可靠。采用定高定点盘旋的方法进行样机试飞试验,对续航时间模型进行验证,连续记录不同剩余电量时的飞行时间,结果相对误差小于15%,模型可靠。

小型尾坐式飞行器航姿参考系统

针对小型尾坐式飞行器姿态实时解算问题,研究了低成本的航姿参考系统(AHRS)。由于MEMS惯性器件精度较低,设计了混合卡尔曼滤波器,以姿态四元数和陀螺随机漂移为状态变量,抑制了载体长时间飞行时陀螺漂移造成的累积误差。由于加速度计输出值在除重力加速度之外的附加加速度较大时不可信,完善了判断载体运动状态的方法,根据加速度计的实际输出,选择加速度值或者磁场强度作为观测量。实验结果表明,设计的算法在精度和计算效率方面都能满足控制系统的需求,更加适用于对实时性有较高要求的飞行器。

坐式垂直起降无人机的一种姿态解算算法的设计

固定翼模式水平飞行的坐式垂直起降无人机克服了传统固定翼无人机起降条件要求高的缺点,继承了其总体效率高的优点,拥有巨大的发展潜力和非常广阔的应用前景。坐式垂直起降无人机在起降阶段姿态变化范围大,所使用的姿态传感器在俯仰方向的角度变化超过90°时,根据四元数转换出的欧拉角会出现奇异点,即万向节死锁。从解算算法出发,提出了一种更改旋转顺序的方法,避免奇异点出现。结果表明,此方法可以很好地应用在垂直起降无人机的姿态解算上。

尾坐式飞行器纵向姿态的变论域分形模糊控制

针对尾坐式飞行器垂直飞行状态下易受突风和乱流的干扰,为了提高系统的稳定性和动态性能,设计了一种变论域分形模糊PID控制器,并在分形因子中引入一个归一化误差加速度参量来反映系统响应的快慢程度。通过在分形时刻进行论域的自调整,以分形时刻系统的误差变量值作为新的误差变量论域范围,其他变量的论域范围也进行相关联的调整,从而重新激活全局的模糊规则,对PID控制器的参数进行调整,以提高系统的响应速度和控制精度。通过仿真表明,该方法不仅提高了系统的动态响应特性和稳态性能,而且具有较强的自适应能力和抗干扰能力。

尾坐式飞行器过渡模式纵向姿态控制

针对尾坐式飞行器由垂直飞行模式向水平飞行模式转换过程中产生的模型参数变动干扰问题,设计了模糊滑模控制器进行姿态控制,利用模糊规则自适应调整趋近律以消除系统的抖振;通过仿真和飞行实验,验证了所设计的控制器具有良好的跟踪性能和鲁棒性,可以克服飞行器在过渡模式下系统参数的变动干扰,而且削弱了滑模控制器造成的输出抖振,减轻了副翼执行机构的负担。

飞翼布局尾座式无人机气动建模与飞行仿真

尾座式无人机垂直起降,没有多余机构重量,飞行效率高,受到人们广泛关注。在垂直起降阶段和模式转换阶段,该机型螺旋桨高速旋转产生的诱导气流作用在机体上,产生较大的气动影响。一般尾座式无人机建模方法常常忽略该诱导气流气动力,或者采用平板假设经验公式计算诱导气流气动力,带来较大误差影响模型精度。因此,提出利用计算流体力学计算无人机完整的气动参数的方案:将机体分为滑流区和非滑流区分别计算气动力,滑流区的气流速度大小采用轴向动量理论来计算。最后,结合实时仿真平台和机载飞控计算机,实现了尾座式无人机从起飞到降落的整个飞行过程的半实物仿真,验证了模型的正确性,为该机型无人机的研制和实际飞行调试提供了理论指导。

小型尾坐式飞行器自适应SRUKF姿态算法

针对小型尾坐式飞行器姿态估计问题,设计了由陀螺、加速度计、磁强计组成的姿态测量系统。为了抑制MEMS陀螺漂移导致的姿态误差,以四元数为状态变量,以加速度计和磁强计的输出作为观测变量,建立了滤波模型。采用平方根无迹卡尔曼滤波(SRUKF)对传感器信息进行融合,保证了滤波算法的数值稳定性。由于小型尾坐式飞行器抗干扰能力弱,引入自适应算法,解决了量测信息受到干扰时滤波精度下降的问题,提高了系统的鲁棒性和可靠性。仿真结果表明,存在外界磁场干扰时,姿态误差小于1°。通过实际飞行实验,验证了算法的可行性。

小型尾坐式飞行器大机动飞行姿态算法研究

小型尾坐式飞行器大机动飞行时,姿态角变化范围大,传统四元数到欧拉角转换算法无法求解其全部姿态。对传统算法进行了改进和完善,提出一种全角度转换算法,该算法适用的欧拉角范围为(-180°,+180°)。采用该算法,克服了传统算法有扰动时在转换边界极易产生振荡的缺陷,同时保证了姿态变化的连续性,符合控制利益。仿真结果表明所提算法可行。

基于L1自适应方法的尾坐式无人机控制律设计

针对一种新型尾坐式无人机展开研究。在建模中为解决机身倾转过程中俯仰角奇异性的问题,结合其构型特点采取双欧法进行建模;对于其飞行过程中易受干扰的问题,采用L1自适应方法设计其控制律,以保证无人机在模态转换过程中具有良好的操稳特性。通过仿真实验验证了模型与控制律的有效性。仿真结果表明:该控制器能够克服飞行器在飞行过程中模型参数变动及其他不确定性干扰,为尾坐式无人机飞行控制律的设计与工程实现提供了一种新的方案。

倾斜共轴旋翼尾立式飞机鲁棒预测控制

倾斜共轴旋翼尾立式飞机是一种垂直起降飞机,能够实现悬停和水平飞行,并在垂直起降之间进行转换。通过对倾斜共轴旋翼推力装置进行动力学建模,构建了尾立式飞机的动力学和运动学模型。为了解决控制输入饱和受限的问题,采用了基于多面体凸集的饱和输入描述方法,并采用多面体多顶点描述,提出了基于线性矩阵不等式的鲁棒预测控制方法,较好地解决了在输入受限条件下鲁棒预测控制的稳定性问题。通过对悬停状态施加外界干扰和水平飞行,垂直飞行两种状态互相转换进行仿真,验证了在气动舵面,旋翼倾斜角度等受限条件下控制器的有效性,从而保证了尾立式飞机多种飞行模态的转换。

10kg尾座式垂直起降固定翼无人机系统

在分析目前国内外主流垂直起降固定翼无人机近况的基础上,为解决复合翼类垂直起降无人机的固有缺点,设计了一种新型鸭式布局尾座式垂直起降固定翼无人机。该无人机将四旋翼和固定翼无人机相结合,通过优化无人机气动方案、飞控系统选型、设计控制方案,尤其是在详细研究了旋翼模式与固定翼模式相互转换的控制方案后,完成无人机建模及控制律仿真并进行了科研试飞。试飞结果表明,本文提出的尾座式无人机在保留复合翼类无人机优点的同时,避开了其固有的缺点,可作为垂直起降类无人机的研究方向继续深入研究。