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二自由度无人直升机的非线性自抗扰姿态控制
二自由度无人直升机 姿态控制 自抗扰控制 扩张状态观测器
2021/8/20
无人机高性能姿态控制的难题之一是无人机系统模型通常无法精确建立且受到复杂外部干扰的作用.针对这一难题,本文提出了二自由度无人直升机姿态控制的非线性自抗扰控制设计方法.该方法的主要思想是将系统内部的未建模动态和外部干扰等不确定性因素作为“总扰动”,利用输入输出信息在线观测,并在反馈控制环节对其进行补偿.本文发展了非线性扩张状态观测器与非线性反馈控制律用以提高控制品质。
一种通用化无人直升机飞行控制软件框架设计
无人直升机 飞行控制 软件框架
2016/5/23
为了提高飞行控制软件的模块化、可测试性和可维护性,本文提出了一种通用化无人直升机飞行控制软件框架设计。该软件框架主要包括输入/输出模块、飞行管理模块和飞行控制模块,重点讲述了软件框架的主要结构以及各个模块的功能,验证了软件的功能和性能。实际仿真测试结果表明,该软件的功能完整且性能满足使用要求。
一种通用化无人直升机飞行控制软件框架设计
无人直升机 飞行控制 软件框架
2015/6/27
为了提高飞行控制软件的模块化、可测试性和可维护性，提出一种通用化无人直升机飞行控制软件框架 设计方法。通过分析飞行控制软件的功能和性能需求，构建了主要包括输入/输出模块、飞行管理模块和飞行控制模 块的软件框架，重点分析了软件框架的主要结构以及各个模块的功能，并验证了软件的功能和性能。实际仿真测试 结果表明，该软件的功能完整且性能满足使用要求。
一种通用化无人直升机飞行控制软件框架设计
无人直升机 飞行控制 软件框架
2015/4/1
为了提高飞行控制软件的模块化、可测试性和可维护性,本文提出了一种通用化无人直升机飞行控制软件框架设计。该软件框架主要包括输入/输出模块、飞行管理模块和飞行控制模块,重点讲述了软件框架的主要结构以及各个模块的功能,验证了软件的功能和性能。实际仿真测试结果表明,该软件的功能完整且性能满足使用要求。
一种通用化无人直升机飞行控制软件框架设计
无人直升机 飞行控制 软件框架
2014/11/15
为了提高飞行控制软件的模块化、可测试性和可维护性,本文提出了一种通用化无人直升机飞行控制软件框架设计。该软件框架主要包括输入/输出模块、飞行管理模块和飞行控制模块,重点讲述了软件框架的主要结构以及各个模块的功能,验证了软件的功能和性能。实际仿真测试结果表明,该软件的功能完整且性能满足使用要求。
一种多通道电气双余度的无人直升机舵系统
双余度 故障监测 可靠性
2014/4/21
为满足无人机飞行的安全性与可靠性，提出一种多通道双余度舵系统的设计方法。该系统采用无接触式 设计，由DSP 完成6 路舵机的位置环控制，FPGA 完成速度环控制，通过对主要模块的余度设计特点进行说明，采 用模型比较和通道参数比较的方法，构成了系统的故障自检测模块。当出现一次同类故障或多次不同类故障时，系 统仍能正常工作。分析结果表明：该方法达到了技术指标要求，余度切换时无明显扰动，并已在某型无人直...
针对几种常规的搜潜协同子区域划分模型，分析了其存在的缺陷。考虑到搜索设备探测概率的影响，建立了直升机（群）吊放声纳、声纳浮标的可控搜索效率模型，并在此基础上建立了基于直升机（群）可控搜索效率的协同子区域划分模型。基于一定的假设条件，对所建立的协同子区域划分模型进行仿真计算与分析，仿真结果表明，与常规模型相比，基于可控搜索效率的协同子区域划分模型避免了诸多缺陷，并在协同搜索平均发现概率、模型适用性等...
天津大学新研发无人直升机经试飞震动几乎可忽略（图）
天津大学 无人直升机 试飞震动 可忽略
2012/11/26
由天津大学建筑学院副教授李哲研发的第二架40公斤级涡轮轴动力无人直升机于11月24日上午完成了低振动试飞，试飞取得成功，据现场数据显示该设备的震动几乎可忽略不计，能够达到手持相机一样的拍摄效果。
在直升机非线性全量飞行动力学模型的基础上,提出了一种耦合计算流体力学(CFD)方法的前飞状态配平计算分析方法。为提高传统飞行动力学建模中的直升机旋翼、机身和尾桨等部件的气动力计算精度,降低对试验数据的依赖性,建立了一个以Navier-Stokes方程为控制方程且包含旋翼和尾桨动量源项的直升机气动干扰流场及气动力的计算方法。采用非结构网格技术生成围绕直升机的网格,空间方向采用Jameson中心差分格...
针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,...
为研究变转速旋翼直升机性能及配平特性,本文以旋翼动力学综合模型为基础,研究了样例变转速旋翼直升机旋翼需用功率随旋翼转速、前飞速度、起飞质量和飞行高度的变化,以及旋翼总距、纵横向周期变距和桨轴纵横向倾斜角随旋翼转速和前飞速度的变化关系。研究结果表明,降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率,有利于提高直升机航时、航程和升限等性能指标。旋翼转速变化对直升机配平影响明显,配平限制了旋翼工作于过低的转速,另一方...
减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-...
共轴式直升机操纵机构的输入/输出运动学关系复杂、非线性严重,不同通道间控制耦合大,其中航向采用全差动的操纵机构最为复杂。为了分析用比例关系简化建模所引起的误差及利用逆运动学进行操纵系统线性化,必须对操纵机构运动学进行精确建模。针对一种航向全差动操纵机构,首先,运用机构学原理,通过去除过约束、局部自由度对机构进行简化,计算得到操纵机构自由度;然后,将操纵机构分为3个子模块,通过对每个模块应用空间机构...
针对某型直升机无人化改装过程中带传动离合器的控制要求,探讨一种具有安全保护功能的控制系统.通过分析带传动离合器的操纵原理和控制特性,提出了控制系统的设计需求,确定了控制系统的总体方案.采用转速反馈和间歇接合的控制方法,实现离合器的自动接合,避免发动机转速降幅过大.通过采集着陆信号,采取硬件注销的方式,避免无人直升机在飞行中响应离合器分离等危险指令.采用转速反馈和磁电机间歇接地的控制方法,防止发动机...