基于RRT-Dubins的无人机航迹优化方法

针对多障碍物环境下考虑无人机(Unmanned Aerial Vehicle,UAV)始末位姿、转弯半径和航迹长度的1阶光滑约束的UAV航迹规划问题,提出一种基于快速搜索随机树(Rapidly-exploring Random Trees,RRT)算法和Dubins曲线以局部最优逼近全局最优的UAV航迹优化方法。利用RRT算法和基于贪心算法的剪枝优化方法,在二维任务空间中规划出满足避障要求的可行离散航路点。采用多条Dubins曲线平滑连接航路点,根据UAV始末位姿确定首尾曲线端点,基于UAV性能、障碍物和飞行参数的约束关系,建立多约束的航迹优化数学模型。通过粒子群优化算法确定曲线类型,同时优化曲线连接处位姿和曲线半径,获得最短航迹。仿真结果表明:所提方法得到的航迹与其他方法相比,在不同障碍物数量和始末位姿的多种场景中,平均长度缩短了11.48%,在避开障碍物的同时,满足UAV动力学约束。

融合多维姿态自适应感知的无人机目标定位

针对无人机光电侦察平台目标定位中各姿态系统误差难以辨识和消除的问题,研究了融合多维姿态自适应感知算法的目标定位系统。本文依据目标定位原理建立了全流程的目标位置解算模型,利用光电侦察平台的锁定跟踪特性对合作目标点进行多次测量,分析多维姿态的系统误差偏移对定位结果的差异表征,基于深度神经网络设计多任务学习的时序特征提取模型对各系统误差进行自适应估计和反向补偿。实验结果表明无人机在4000 m飞行高度下,该系统能有效消除77%的系统误差,目标定位的误差由103 m下降至19 m,定位精度提升81%,可实现高精度的无人机目标定位。

无人机折叠机翼展开运动特性研究

采用两种分析方法对某无人机的机翼折叠/展开运动特性进行研究。建立该机构运动的微分方程,用龙格-库塔法进行求解;用M ATLAB非线性优化工具包对扭转弹簧的主要参数进行了优化设计;利用多体动力学分析软件进行机构的运动仿真分析。两种方法得到分析结果与实验吻合很好。

无人机自动检测系统的设计与实现

为了解决无人机飞行控制系统传统测试设备专用性强、智能化不足的问题,本文研究了开关阵拓扑的优化方法,并应用综合仪器技术,与抗干扰技术,成功研制了一台基于PXI总线的自动检测系统(ATS),在单台装置中完成了飞行控制系统全部7种部件的性能检测任务。该自动检测系统实现了程序控制测试流程,无纸化电子记录实测数据,故障在线诊断处理等功能,测试精度高于传统测试设备的20多倍,检测时间缩短到到原来的1/20,已通过外场验收试验,并多次投入外场使用。

一种小型无人机无源目标定位方法及精度分析

为了提高小型无人机无源目标定位的精度,设计了一种新的目标定位算法。首先确定目标定位过程中的坐标转换关系并推导出视轴角的计算模型;然后,利用光电侦察平台锁定跟踪目标的特性,提出了对同一目标点多次测量的目标定位框架,建立了系统状态方程和测量方程,考虑到测量方程的非线性,将无迹卡尔曼滤波应用于目标位置估计;最后,针对加性高斯白噪声的非线性目标定位系统,推导出理论上的定位误差的克拉美-罗下限。仿真结果表明,该算法具有较高的目标定位精度,滤波器估计误差均方差已逼近非线性系统的克拉美-罗下限。现场试验结果表明,在离地面约1000 m的空中,无人机对地面目标定位精度可达8.1 m。该算法易于部署,可操作性强,具有较大的实用价值。

潜射无人机发展现状及其关键技术

介绍了国外潜射无人机的发展现状,潜射无人机与其他无人机最大的不同点及其技术难点是其发射技术、涉及发射装置设计技术和无人机翼面折叠技术等。针对潜射无人机干式发射和湿式发射等不同发射技术的特点及其适用性进行了研究分析,并对其他关键技术如回收技术、动力装置技术、数据链路技术等进行了分析。

火箭助推无人机起飞发射段建模与仿真

针对火箭助推器对无人机发射的影响,对某型无人机发射过程中机体受到的外力和外力矩进行了理论分析和计算,重点研究了火箭助推器脱落瞬间机体的受力情况.在此基础上,建立了该型无人机起飞发射段数学模型,将其成功应用于基于Matlab/Simulink环境的发射段数字仿真系统,并进行了数字仿真.仿真结果表明:仿真中无人机的高度、速度和俯仰角等飞行参数的曲线均与试飞数据基本一致,所建立模型准确、可信;无人机起飞阶段舵面效率较低,必须调整好火箭助推器的安装角度,无人机才能成功发射.该模型可用于发射段控制方案的设计,为保证无人机发射试验成功提供参考数据.

某型无人机导轨起飞装置气液压能源系统的应用

介绍了以气囊式蓄能器和液压缸为主构成的某型无人机导轨发射装置的气液压能源系统,并对气囊式蓄能器和液压缸的动态参数特性及其匹配关系进行了理论分析计算和动态特性试验。计算和试验结果表明,该气液压能源系统所确定的气液压能转换成机械能后能够满足无人机起飞所需的动力,并在某型无人机导轨发射装置中得到了工程应用。

无人机回收气囊缓冲特性研究

用缓冲气囊的缓冲特性对无人机伞降气囊回收方式进行了研究，并以单个气囊为对象，分析了影响缓冲性能的主要因素，认为质量体积比ｍ ／ｖｉ 和排气口面积 Ａｎ 是决定缓冲效果的主要因素。在理论分析的基础上给出了质量体积比ｍ ／ｖｉ 的最优值，同时建立了排气口分析模型，推导出计算排气口面积的公式，实践证明其结果是正确的，对工程应用具有特别重要的意义。

基于四元数互补滤波的无人机姿态解算

针对无人机低成本姿态解算这一基本问题,考虑到传统姿态算法运算量大、不易调试,采用微惯性单元(MEMS)测量无人机原始姿态数据,采用基于四元数的互补滤波算法,有效降低姿态解算的运算量,实现MEMS各传感器的信息融合。从理论上证明了基于四元数的互补滤波器的稳定性,分析了滤波器的性能。采用无人机真实数据验证了算法的有效性,解算得到的俯仰角、滚转角精度小于1°,航向角精度小于2°。与传统姿态算法比较,本算法简单有效、运算量小、易于调试。

无人机姿控系统鲁棒动态面容错控制设计

针对含有不确定和执行器故障的无人机姿态控制系统,提出了一种鲁棒自适应动态面容错控制方法。在设计中,首先提出由非线性阻尼技术抵消不确定性及外界干扰,然后设计一种基于自适应动态面控制方法的容错控制策略,保证无人机在出现未知执行器故障情况下,其闭环姿态控制系统是全局渐近稳定的,实现姿态输出对制导指令的容错跟踪。最后对所提出的容错控制方法进行了某无人机非线性姿态控制系统的仿真验证,结果表明了所提方法的有效性。

无人机光电侦测平台目标定位误差分析

针对无人机光电侦测平台在目标定位过程中测量误差因素繁多、分析困难等问题,提出了一种基于多因素分析的误差建模与分析方法。在系统总体结构的基础上,根据目标从空间直角坐标系到光电传感器坐标系的映射关系,建立目标定位模型,以载机位置、姿态误差以及光电侦测平台转角、测距误差等9项因数为变量,推导出目标定位误差计算公式。采用飞行实验数据验证了该误差计算方法的有效性,并通过仿真实验分析了载机位置、姿态角误差、光电传感器方位角、高低角误差以及激光测距误差对目标定位精度的影响,同时指出实际应用中无人机测量点位置与目标定位精度的关系,载机高度越低、视轴指向角越大,目标定位精度越高。

无人机气液压发射动力学数值仿真

气液压发射起飞是近年来国际上出现的一种先进的中小型无人机发射方式,以气液压能源提供动力实现无人机发射起飞。基于气液压系统原理,对蓄能器气体弹簧的弹性系数进行分析,建立由气液压系统动力学模型、增速滑轮组动力学模型、无人机及滑车的运动方程构成的发射过程动力学模型,并进行仿真计算和数值分析,分析结果表明无人机及滑车质量、蓄能器充油压力、液压缸活塞有效面积、蓄能器容积是影响发射过程和起飞速度的关键参数,在一定范围内通过调节气液压系统参数可适应于不同的无人机起飞质量和起飞速度要求。采用与试验结果比对的方法修正气液压系统的总粘性阻尼系数,将仿真结果与试验结果进行对比研究,研究结果表明仿真计算结果与试验结果表现出较好的一致性,证明了发射过程动力学模型的正确性,为无人机气液压发射装置的工程研制提供了重要的理论参考。

螺旋桨无人机双发火箭助推发射过程控制研究

研究了螺旋桨无人机双发火箭助推发射过程的控制系统设计,分析了螺旋桨发动机离合时间和油门最大开度时间等关键参数对发射过程的影响。建立了火箭助推无人机发射过程的非线性数学模型和包括俯仰角、滚转角和航向角控制回路的飞行姿态控制系统及其仿真结构,仿真验证了飞行控制系统的有效性和螺旋桨发动机离合时间和油门最大开度时间等对无人机火箭助推发射过程的影响。仿真结果表明,飞行控制系统能够有效控制无人机发射过程的姿态,实现稳定爬升。在保证安全发射的前提下,应尽早实现螺旋桨发动机离合和油门最大开度。

无人机回收气囊的优化设计初探

应用优化方法对无人机回收气囊的设计作了改进 ,建立了气囊的缓冲特性优化计算模型 ,并根据气囊初步落震的实验结果对气囊参数进行了优化。优化计算采用了复合形法。应用该优化方法设计了某型号的无人机回收气囊 ,缓冲气囊的优化设计可以显著缩短研制周期 ,降低研制成本。该方法的成功应用 ,证明这是一种较为理想的气囊设计方法。

基于电磁环境效应的无人机系统级电磁辐射指标制定

分析了实际电磁环境对无人机的影响,通过在实际飞行环境中对各地面发射机的辐射和场地电磁环境的测试,得到对无人机造成伤害的电磁环境场强极限值在0.1～8×10^3MHz频段中为60～200 V/m.将不同频段下传导干扰与辐射干扰进行结合分析,并根据无人机中存在的辐射干扰和传导干扰的共性特征,得到无人机系统级电磁辐射极限场强在0.1～2×10^3MHz频段中为10～60 V/m.依照国军标GJB3567-99《军用飞机雷电防护鉴定试验方法》,以及在实际飞行场地中采用410 A敏感度测试系统进行测试,结果显示：采用该指标的无人机各机载设备工作正常,未出现设备失灵或降级情况,说明该指标的制定为无人机系统的电磁兼容设计提供了一个有效的评估准则.

无人机复合材料结构和制造工艺

简述了复合材料在先进无人机应用上的发展趋势,从复合材料力学角度讨论了无人机复合材料结构形式,主要包括层压板结构和夹层结构,此外还对无人机复合材料体系以及设计时应该注意的一些问题进行了探讨。同时,对于两种结构的成型工艺方法进行了阐述,并指出各种成型工艺方法存在的问题以及有待研究的方向。

无人机系统可靠性分配方法

对型号研制中常用的可靠性分配方法进行研究,提出了综合分配法,以比例分配法和评分分配法为基础,通过专家法确定权重系数,最后计算得到分配数值。该方法简单实用,能够得到更为合理的无人机系统可靠性分配方案,并通过实例验证可以满足工程需要。

无人机电磁兼容传导与辐射测试项目剪裁法

为了更好的贯彻国军标GJB151A和GJB152A-97，提出了对传导与辐射测试项目的适用范围、频率范围、极限值大小进行剪裁的方法。通过对整流器和输入平滑滤波器上的共模与异模电流的计算得出，当测试频率为400Hz时，若被测设备功率〉0．2kVA且负载电流〉1A，允许将CE101项极限值放宽5dB。根据开关电源的拓扑结构模型与典型的开关电流波形，推导出当测试频段低于2MHz时，允许将CE102项极限值放宽10dB〉V。通过RE101项测试配置图，得出距离发射源7cm处测量的磁场密度极限值应是：30Hz时为100mG；60Hz时为25mG；120Hz时为6．6mG。根据发射源到接收天线耦合模型，确定在2～30MHz频段中，RE102项的极限值不得剪裁。依照军标GJB3567—99《军用飞机雷电防护鉴定试验方法》以及在实际飞行场地中采用410A敏感度测试系统进行测试，结果显示，通过剪裁测试的无人机各机载设备能正常工作，未出现任何设备失灵或降级情况，说明该剪裁法能够满足无人机电磁兼容的要求。

大型无人机双发火箭助推发射技术的研究

与小型无人机单发火箭助推发射系统比较，大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题，如火箭助推器的匹配设计，发射装置类型设计，发射参数的选择，纵向力矩平衡问题，以及机－架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论，为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。