基于ARM处理器的四旋翼无人机自主控制系统研究

为实现四旋翼无人机的自主飞行控制,设计并搭建了四旋翼无人机的硬件飞行控制平台.该平台采用自行组装的四旋翼飞行器作为本体,航向姿态参考系统(AHRS)MTi-G单元作为主要机载传感器,ARM嵌入式系统芯片作为主控制器,AVR单片机作为超控单元.基于四旋翼无人机的非线性动态模型,采用内外环结构的PD控制算法,构造了无人机的位置与姿态跟踪控制器.实现了四旋翼无人机滚转角、俯仰角和水平纵向、横向位置共四个自由度的自动控制.实验结果表明,本文提出的机载控制系统设计取得了较好的飞行控制效果.     

无人机飞行姿态误差对地面点坐标精度影响评估

无人机载POS直接对地定位可显著提高航空摄影测量工作效率,但POS直接获取的像片外方位元素存在明显的误差分量将直接影响定位地面点的坐标精度.为探讨无人机载POS的姿态角测量误差与定位地面点坐标精度之间的关系,从摄影测量共线条件方程出发,构建了待求地面点坐标与像片外方位元素间的关系误差模型,并利用模拟的外方位元素数据展开实验,定量分析了无人机姿态角元素误差对待求地面点坐标精度的影响.结果表明,POS获取的像片姿态角元素误差对待求地面点坐标精度影响较大.因此,为保证无人机飞行的稳定性和外方位角元素测量的精确性,必须抑制飞行姿态误差对地面点目标精度的影响.     

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。     

基于四元数EKF算法的小型无人机姿态估计

针对小型无人机设计的姿态测量系统,提出一种用于小型无人机姿态估计的四元数扩展Kalman滤波算法.该算法通过建立四元数姿态运动模型和航姿传感器测量模型,构建了以四元数和陀螺仪随机漂移为状态向量、以加速度计测量值和磁阻仪解算的航向角为观测向量的扩展Kalman滤波器,并设计了自适应测量噪声协方差矩阵修正法.实验结果表明,该算法不但解决了微机电系统惯性器件用于载体姿态测量时精度低、易发散、易被干扰的问题,而且显著减小了陀螺仪随机漂移对姿态估计的影响,有效提高了姿态估计的精度.     

机载导弹发射的多体动力学模型

机载导弹发射技术是察打一体无人机的关键技术,因此导弹发射对小型载机的扰动成为人们关心的内容;考虑导弹和发射架之间的接触间隙,采用多体动力学理论中的Schiehlen方法,建立了机载导弹发射的多体动力学模型,对察打一体无人机的机载导弹发射进行了仿真;研究和分析了察打一体无人机对机载导弹发射的响应特性和影响机载导弹离轨姿态的因素,为该类无人机的控制系统设计提供了依据.     

飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究

以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据。为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究。研究结果表明:在马赫数0.2~0.6,姿态角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,能够满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

手工钨极惰性气体保护焊焊枪姿态的三维传感与分析

针对焊工不能准确描述焊枪姿态调节的经验问题,根据焊枪姿态传感原理开发了基于LabVIEW软件平台的姿态角测量系统,完成了焊接过程中焊枪姿态角测量系统的研制,并采用德国CLOOS公司的弧焊机器人对所设计的姿态角测量系统进行标定与分析.结果表明,所设计的姿态角测量模块的姿态角β与γ和的均方根误差为0.019 6°,姿态角β与α和的均方根误差为0.031 7°,姿态角α与γ和的均方根误差为0.105 8°.通过采集并分析较为熟练的焊工与新手焊工在手工钨极惰性气体保护焊焊接过程中的焊枪姿态数据表明,较为熟练的焊工与新手焊工对焊枪姿态的控制主要体现在姿态角α和β的不同,两者的γ角差异较小,姿态角测量模块能够满足焊枪姿态测量的需要.     

基于视觉的无人机姿态角估计

通过提取视频图像上跑道的线性特征以及利用消失点的定义来估计无人机(UAV)的三个姿态角.先对相机的三个姿态角进行估计:利用跑道底线估计出滚动角,用消失点在图像上的位置来估计偏航角,结合消失点的定义给出俯仰角的估计,同时对偏航角和俯仰角的估计进行修正,随后给出无人机的姿态角估计.仿真试验证明了所提方法的有效性,滚动角的估计误差在0.8°之内,偏航角和俯仰角的误差在0.2°之内.     

基于微处理器的多功能校正仪研制

随着生产过程自动化技术的发展，为了保证生产过程安全、可靠的运行，需要对过程仪表进行周期性的校准和维护。在这种情况下，传统的将过程仪表拿回实验室进行校准的方法已经无法满足生产的要求，取而代之的是在生产过程现场直接对过程仪表进行校准。这就要求校准仪不但具有现场校准需要的温度、压力、电压、电流等物理量的输出和测量功能，同时还应具备便携式小型化的特点。过程校准仪是一种手持式、使用电池供电的过程校验仪表，能用来测量和输出多种信号，主要应用于工业现场和实验室信号的测量和校准，是用校准仪内部产生的标准精确参考电压、电流、温度、频率等物理量对输入的上述物理量进行校正。本文设计了一种高精度电压，电流／电阻校准仪，它具有小巧，便于携带和手持的外观，系统精度高，反应快，性能稳定等特点。     

基于MEMS惯性技术的延转姿态角测量误差补偿研究

本文介绍了基于MEMS惯性技术,载体在水平面上廻转时产生的姿态角测量原理,运用在线误差补偿技术,针对因MEMS惯性器件加速度效应误差不均衡,导致的翅转姿态角测量误差进行实时补偿。提高了姿态测量装置题转姿态角的测量精度。     

小型涵道风扇无人机自适应解耦控制律设计

为解决小型涵道风扇式无人机俯仰通道和滚转通道之间的惯性耦合问题,采用简单自适应控制(simple a-daptive control,SAC)方法对无人机姿态角速度控制回路设计模型参考自适应控制器,使该控制回路在受到不确定扰动和参数摄动的影响下,仍能稳定跟随参考模型输出;同时对所构造参考模型进行串联前馈解耦,以使无人机跟随参考模型同步解耦,进而实现对无人机姿态角速度和自身姿态角的有效控制.仿真结果显示,该控制律能使无人机姿态稳定跟踪参考模型输出,并且有效抑制了被控对象参数摄动带来的不利影响,控制系统具有较强的自适应性和鲁棒性.     

无人机着舰姿态对尾钩定位的影响

鉴于无线电引导系统无法满足大型轮式固定翼无人机着舰引导的高精度要求,提出一种通过机身加装合作反射镜实现对无人机尾钩定位的光电引导系统,避免了传统光学引导中图像识别引起的跟踪定位误差。讨论了激光反射定位方法,重点分析了无人机姿态变动对基准点测量精度的影响,提出了激光反射镜安装位置的选择方法。最后通过仿真,给出了飞机姿态变动对尾钩测量精度影响的程度。     

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。     

基于动作捕捉的无人机运动状态识别

无人机运动状态识别是无人机运行状态分析的基础,是实现无人机航迹预测的必要条件。对于非合作目标来说,动作捕捉系统可以有效采集其航迹数据。提出一种基于动作捕捉的无人机运动状态识别方法。首先,通过插值、重采样、滤波等方法对包含噪声的无人机航迹数据进行预处理;然后,通过特征提取与特征选择方法,针对速度、加速度、曲率、转角这4个运动参数,提取无人机运动特征;并分割无人机航迹。最后运用支持向量机的方法进行无人机运动状态识别,对速度、加速度、曲率的分类精度分别达到了95%、90%和100%。证明了本方法的可行性。     

基于无人机摄影测量半自动统计岩体结构面产状的研究

岩体结构面产状是分析边坡稳定性的主要几何特征,传统测量岩体结构面产状的方法为罗盘人工测量,近年来,三维激光扫描仪测量结构面产状的方法也在快速发展并得到应用,但是这两种方法都存在其局限性,只能测量局部结构面产状,无法完成全方位无死角测量。相比前两种方法,无人机摄影测量岩体结构面产状的方法可以实现全方位测量,克服了前两种测量方法的缺点。基于三点法利用无人机摄影测量,人工统计了汉川采石场边坡的结构面产状,并划分了优势结构面产状,为分析边坡稳定性提供了依据。     

新型双机身鸭式布局无人机气动特性

优化载重性能的气动布局设计是当前无人机研究重要方向,为提高物资运载能力和结构性能,基于连接翼、双机身、鸭式布局设计,提出一种新型双机身鸭式布局无人机,采用FLUENT详细研究了两种飞行速度下的升阻特性、压力云图、涡量分布等。研究结果表明,双机身鸭式布局无人机具有较高的升阻性能,速度提高时,升力系数增加而阻力系数减小,速度由30 m/s增加到60 m/s时,最大升力系数增加7.6%,升阻比增加4.8%;从表面压力云图看,升力主要贡献为前机翼、鸭翼和后机翼,失速迎角前后,后机翼未受前机翼和鸭翼气流干扰,提高了无人机的失速特性;巡航迎角状态的涡量较弱,仅在翼梢及部件连接处出现,失速迎角前后,翼梢、部件连接处涡系增强,且产生了干扰,机翼表面趋于分离。     

比对法真空计校准系统的实验研究

文章介绍了对真空规管和仪器进行校准的比对法,阐述了校准系统的结构、原理及校准方法;探讨了被校电离规在6种不同的气体中的校准效果及校准前后的差异,说明了气体歧视效应的存在和影响,得出了各气体的相对常数;结果表明,对真空规管及仪器进行校准是必要的。     

舰载电子对抗动态标定技术

 针对舰载电子对抗传统标定方法的局限性,提出了一种舰载电子对抗动态标定方法,论述了舰载电子对抗动态标定系统的组成及功能,分析说明了所应用的无人机及雷达信号源具体的指标要求。介绍了无人机搭载雷达信号源的动态标定原理与标定过程,通过分析计算以及实际测试,验证了舰载电子对抗动态标定的可行性和有效性。