多旋翼飞行器建模与控制器设计

随着各项技术的日趋成熟,多旋翼飞行器的控制器设计也愈发受到重视.为了使四旋翼飞行器在复杂环境下可以进行稳定的飞行,设计了四旋翼无人机飞行器的控制器,根据实际情况对数学模型进行简化,建立了一个四旋翼飞行器运动的数学模型;在Simulink中搭建比例积分微分(proportion integration differentiation,PID)控制模型,实现串级PID控制,通过调整PID参数,初步实现了使其稳定飞行的目标.通过在Simulink上搭建系统模型并最终得出仿真结果,证明飞行器的姿态和位置都得到了稳定的控制.     

氦-空混合气体中磁头/磁盘界面的力学特性分析

硬盘中填充氦气可以有效改善磁盘的存储性能,提高硬盘存储密度和降低功耗.氦-空混合气体中氦气的含量将会影响磁头气浮力与磁盘表面剪切力,导致磁头磁盘表面润滑剂发生迁移.本研究利用有限单元法求解修正雷诺方程,计算不同氦-空混合比例条件下的磁头气浮力和磁盘表面剪切力,分析磁头飞行姿态、磁盘转速以及环境温度对磁头磁盘界面力学特性的影响.研究结果表明:氦-空混合条件下飞行高度的增大将导致磁头气浮力和磁盘表面剪切力减小;磁头气浮力和磁盘表面剪切力随着磁盘转速的增加和环境温度的升高而增加;俯仰角和翻转角的增大将会引起飞行高度降低而增大磁头气浮力,然而俯仰角和翻转角对磁盘表面剪切力的影响可忽略不计.     

高超声速飞行器上升段轨迹设计

由于高超声速飞行器自身的飞行特点,其轨迹设计一直存在很多困难.高超声速飞行器受到各种气动、结构、过载的约束,在飞行器的上升段这些约束对轨迹的影响更为明显.因此,设计高超声速飞行器上升段轨迹需重点考虑这些约束问题.基于这样的思想,通过建立飞行器的动力学模型及最优控制模型,并进行了合理的模型转换,通过仿真计算得出了高超声速飞行器上升段的轨迹.结果表明,设计方法合理可行,可为以后类似的工作提供参考和帮助.     

单人飞行器再次升温

据英《新科学家》２０００年８月２６日报道 :加利福尼亚圣克拉拉“黄金时代”喷气式发动机公司研制了一种称为ＳｏｌｏＴｒｅｋ（意思是单独行军）的单人飞行器。这种飞行器可以每小时１２０公里的速度飞行 ,只用一只汽油箱就能飞行２５０公里。飞行器可以用两台有保护外壳的螺旋桨进行垂直起飞和降落 ,飞行员直立在飞行器中通过手动控制和移动身体重心就可控制飞行状态。两台螺旋桨既提供升力 ,也能提供推进力。一旦飞行器起飞 ,飞行员就能使螺旋桨作俯仰运动 ,使飞行器向前飞行。美国航空航天局对这种飞行器很感兴趣 ,正在为这一项目提供…     

扑旋柔性翼飞行器驱动机构的设计及动力学建模

为解决传统旋翼飞行器在结构上需要尾梁、尾桨等来平衡扭矩装置所带来的飞行器结构复杂,升力与自身重量之比低,飞行性能不突出等问题,提出了一种扑旋翼结构设计方法,以及利用此方法设计的微小型扑旋翼飞行器.采用电磁铁吸合驱动装置,通过电流方向控制电路实现电流规律正反向变化,从而产生交变电磁力驱动扑翼扑动.同时分析这种扑翼结构的特性,建立扑旋翼机构的结构模型,并应用拉格朗日方程分析建立扑旋翼驱动装置的动力学模型.仿真实验结果表明,采用某一频率的交变电磁力时机翼会产生共振现象,在同等作用力下机翼的扑动角会有一定的增大.     

高速飞行器高压捕获翼气动布局概念研究

针对高速飞行器大容积、高升力、低阻力和高升阻比设计需求,本文首次提出一种带有高压捕获翼的新型气动布局概念.与传统升力体或乘波布局比较,该布局的主要特点为在飞行器机体背风面增加了与来流方向平行的曲面翼,称之为高压捕获翼.在高速巡航飞行条件下,通过合理的配置,高压捕获翼可以捕获来流经机体上壁面压缩后形成的高压区,利用捕获翼上下表面形成的大压力差使飞行器的升力获得大幅补偿.同时飞行器的升阻比可获得大幅提升.此外,当飞行器容积及重量增加时,其上壁面压缩增强,可使捕获翼的升力进一步增大,从而实现升力与重力的自补偿效果.几个概念实例计算结果均表明,增加高压捕获翼后飞行器的升力可大幅提升达30%以上,升阻比提升一般可达20%以上.     

太阳能混合动力气囊机身验证机

太阳能混合动力气囊机身验证机是一种绿色环保的新型飞行器,通过覆盖机身的太阳能电池板将太阳能转化为电能并储存在高效的锂电池中,电池中储存的电能稳定释放,在飞行过程中通过锂电池和太阳能提供飞行动力。在验证机机身中,采用合理结构设计,将充有低于空气密度的气囊安装在飞机机身内部,进而利用空气浮力抵消机身重量,降低能耗。验证机符合新能源开发的应用前景,采用多种手段降低能耗,增加航程,具有积极的实践意义。     

一种新的激波/滑移线共存结构

超音速飞行器机动飞行时面临大攻角流动问题.这里,我们报道一种由大攻角飞行导致机翼上表面出现特殊的脱体激波、再压缩激波与滑移线共存的现象.在大攻角条件下,超音速气流在机翼前缘产生脱体激波,波后亚音速气流在机翼上表面加速到超音速,一般会形成再压缩激波.在大攻角条件下,由机身下方翻转上来的亚音速气流与机翼上表面超音速气流接触,因亚音速气流压力高于超音速气流,因此产生高背压斜激波,以达到压力平衡.我们发现,高背压斜激波正好构成机翼上的再压缩激波.在较大攻角条件下,机翼脱体激波、再压缩激波以及超音速与亚音速气流之间的滑移线,为满足压力平衡,交于前缘某点,形成特有的脱体激波/再压缩激波/滑移线干扰结构.计算表明,该滑移线内在的开尔文-亥姆赫兹不稳定性会导致新的非定常现象与气动噪声.     

Z形折叠翼厚度对其气动特性影响分析

Z形折叠翼飞行器可在飞行过程中改变机翼面积,改善气动特性,执行多种任务.然而机翼折叠过程中有效气动面积、重心、气动焦点等参数的变化,会对飞行器气动特性产生较大影响.此外,机翼表面相互靠近,由机翼厚度引发的气动干扰也会导致升力、折叠铰链力矩等气动力发生变化.为此,首先利用薄翼理论和升力面法推导理想气体来流条件下折叠翼的定常气动力表达式.然后,采用CFD法分析折叠过程中折叠角、攻角和机翼厚度对飞行器升力、折叠铰链力矩等气动特性的影响,并将分析结果与升力面法结果对比.结果表明机翼折叠过程中,有效气动面积减小,升力、阻力系数总体呈下降趋势;随着折叠角增大,机翼表面相互靠近产生的低压区强度增加,机翼厚度对折叠翼气动特性影响显著增强.另外相比于CFD法,忽略机翼厚度项的升力面法对于折叠翼的气动力计算会产生较大误差.     

基于鲁棒自适应kalman滤波平台标定数据处理

摘 要：惯导系统作为飞行器导航系统的重要组成部分,其精度直接影响到飞行精度,为了更实现更精确的导航,通常采用射前自标定技术,从而补偿平台的误差。当飞行器竖立在发射场时,通常会受到各种干扰因素的影响,比如阵风,这些干扰会对射前标定的精度产生很大的影响。为了更好的补偿这部分干扰带来的误差,本文利用ARMA(2,1)建立平台漂移模型,考虑到系统噪声的方差和协方差等信息并不可知而且所建立的模型也会有误差,本文选用鲁棒自适应卡尔曼滤波对数据进行处理,结果表明,经过处理后的数据方差比原数据方差小很多,可以满足标定精度要求。     

全数字飞行仿真平台的设计与实现

为便于对飞行器建模和控制等理论技术进行演示和验证,采用软件工程的概念设计并实现了一种通用的研究型可视化飞行仿真平台.首先,基于面向对象的思想设计了仿真平台的总体结构和各个主要功能模块,建立了飞行器运动/动力和飞行控制模块的数学模型,并为其设计了模式化的接口,使平台可适用于多飞行器多控制策略下的飞行仿真.为获得较高的仿真...     

“昆虫”探测火星

澳大利亚国立大学的科学家最近根据昆虫的仿生学原理,制造了新型飞行器,它会像蜜蜂一样观察物体,能够像蜻蜓一样自如地飞行,而且它还能够在环境恶劣的火星表面飞行,以代替行动迟缓的机器人。     

等离子体随机分布对THz波传输特性的影响

高超声速飞行器再入过程中在其周围会产生非均匀的等离子体鞘套流场,同时在飞行器飞行姿态调整,流场分界层湍流、层流相互转换以及再入过程中由于强烈摩擦产生的高温等因素的影响下,使得产生的鞘套具备了一定的随机特性.文中通过改变磁化角度和外加磁场强度、等离子体电子密度、电子密度相对变化幅度以及碰撞频率等参数,提出了基于等离子体随机分布的散射矩阵法来研究THz波传播的相关特性的方法.结果表明,THz波的极化方向不同,其透射率的变化趋势也不同;左极化波在随机分布等离子体中的透射率要优于右极化波;通过调控合适的物理量,可改变THz波在具有随机特性等离子体中的透射特性.该研究结果对于缓解高超声速飞行器与地面之间的通信“黑障”问题具有一定的参考价值.     

四轴飞行器无线供电系统设计

设计了一种四轴飞行器无线供电系统。该系统通过应用电磁感应原理,使线圈进行能量耦合,从而实现能量的传递。该系统不但为飞行器飞行中途充电,增加飞行器续航和负载,而且还可以实现在太阳能发电冗余条件下,为飞行器紧急充电。实验结果表明,该系统为提高充电的能量传输效率提供了一种可靠的解决方案。     

空气压缩航空发动机

本发明使用涡轮增压空气压缩机在压力腔里产生高温、高压气体,再利用压缩气体通过喷嘴喷出产生的反作用推力使飞行器垂直升降、在空中悬浮和向前飞行。由于结构简单故可大幅降低喷气式航空发动机的生产成本;可通过改变压力腔里压缩气体的喷出方向让飞行器垂直升降;不需使用昂贵的航空煤油,     

集总干扰下六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制

针对复杂集总干扰下六旋翼飞行器轨迹跟踪控制问题,给出了混合积分反步法控制与线性自抗扰控制的控制算法.首先,通过牛顿-欧拉方程建立六旋翼飞行器的非线性动力学模型,并剖析系统输入输出的数学关系.其次,根据六旋翼飞行器动力学模型的特点,将其分为位置与姿态两个控制环.位置环采用积分反步法控制理论设计控制器,通过引入积分项来提高系统的抗干扰能力,消除轨迹跟踪的静态误差;姿态环采用线性自抗扰控制技术设计控制器,通过线性扩张观测器估计和补偿集总干扰影响,提高系统的鲁棒性.最后,通过2组仿真算例和1组飞行试验验证了本文所提飞行控制算法的有效性.研究结果表明:该控制算法对集总干扰有较好的抑制作用,能够使六旋翼飞行器既快又稳地跟踪上参考轨迹,具有一定的工程应用价值.     

基于惯性动作捕捉的多螺旋桨飞行器姿态研究

目前多螺旋桨飞行器在飞行过程中存在着飞行姿态控制复杂、稳定性差、抗毁性差等问题。针对于此,提出了基于惯性动作捕捉技术的多螺旋桨飞行器的运动姿态研究方案。该方案利用惯性动作捕捉设备,记录飞行器的各个螺旋桨的位置姿态数据,并根据所获取的数据对飞行器进行运动学分析,进而对其飞行姿态规律进行研究。该方案的研究为飞行器的多螺旋桨转速控制提供了理论依据,从而提高多螺旋桨飞行器的稳定性和可靠性。     

基于3-RPS并联机构的自适应机翼方法实现

针对自适应机翼飞行器设计了一种翼身连动机构,使机翼能够完成变前后掠、变翼展、变上下反角三种变形,从而在整个飞行任务过程中都能使飞行器达到气动性能最优。该连动机构以经典3—RPS并联机构为原型,通过3杆联动完成机翼姿态的变化。根据自适应机翼的变形要求,该结构对经典3—RPS机构进行改进,使机构在单一转动自由度和平动自由度的复合运动中,不会产生衍生自由度。且新结构截面外形与机翼截面的几何构型更为接近,较之经典3—RPS机构更适合应用于自适应机翼的连动机构。此外,电控系统设计也更利于系统未来优化升级。     

考虑羽流浮力影响的高层建筑周围污染物扩散数值模拟

考虑了由环境空气和气体污染物之间的密度差异所产生的不同羽流浮力效应的影响,采用大涡模拟（LES）方法对一个高层建筑周围的污染物扩散问题进行了数值模拟研究。通过将模拟结果与风洞试验结果对比,验证了LES方法的准确性;同时,讨论了不同羽流浮力对平均浓度分布、浓度输运机制以及浓度脉动的影响。轻质气体所受的正浮力使建筑后方尾流区内竖向对流及湍流通量明显增大,从而增强了污染物的稀释作用;而重质气体在负浮力的影响下则产生相反的效果。除此之外,向上的羽流浮力使浓度脉动进一步增强,而向下的羽流浮力则对其有一定的抑制作用。     

国内外科技成果项目推介

A57.飞行器全动万向舵 飞行器全动万向舵是一个整体全能机构,在飞行器的飞行过程中能完成纵向、航向、两轴向、上仰、下俯、左、右水平转弯的飞行动作的操纵机构技术方案。飞行器全动万向舵分前置式万向舵与后置式万向舵两种类型,适用于各种飞行器。其特点是:结构紧凑简单,研制周期短,制造工艺简单,成本低。如果设计制造飞机