飞行姿态

摘要： 在北京冬奥会精彩的冰雪运动中,跳台滑雪是一项融合了速度、力量和勇气的冬奥极限运动,以其跳跃距离长远和动作姿势优美,深受各国冰雪爱好者的欢迎。大自然中的风是跳台滑雪运动员在训练、比赛时联系最紧密的伙伴。“不同的环境风,不同的运动速度,不同的身体重量,不同的飞行姿态,都会产生与之对应的空气变化规律,这就是专业所说的空气动力学特性。”

摘要： 姿态监测是四旋翼飞行器实现正常飞行的主要因素之一,飞控手操控飞行但无法精准地获取实时姿态数据,存在一定的误差且准确性较低;针对以上问题,系统设计采用STM32F103RBT6单片机和MPU9250传感器采集四旋翼飞行器飞行过程中的飞行高度、飞行速度、滚转角以及俯仰角,并将数据传输给上位机LabVIEW软件平台;在虚拟软件平台对四旋翼飞行器的姿态信息进行显示、存储、报警及回放等功能;测试结果表明,姿态监测系统可以实现数据可视化,采集数据的绝对偏差值小于0.5%,提高了四旋翼飞行器姿态监测的准确性,满足了控制小型四旋翼无人机的实际需要。

摘要： 无人机数据链系统其实就是无人机飞行器与地面监控系统之间的通信桥梁,其结构框图如图1所示,是整个无人机系统的重要环节,由于无人机应用的领域广泛,使得数据链所处的环境十分复杂,容易电磁、地理自然等的影响,因此无人机系统对数据链的基本要求有以下3点:(1)信息传输的实时性和精确性。由于无人机是通过遥控指令直接控制无人机的飞行姿态,因此在保证指令传输实时性的同时,对指令的生成到传输到地面站的过程的精度以及可靠性都有极高的要求;(2)信息的数据格式要保持一致。无人机的数据链通过统一格式化的数据,可以提升信息表达的质量,提高表达的效率性。

摘要： 针对传统人工背负式农药喷洒技术落后、药物危害大、药液雾化不均匀、劳动强度大、效率低,不能满足山丘、盆地等特殊农耕地快速精准施药要求等问题,课题组设计了一款简易植保无人机,并进行了经典PID控制及模糊PID控制的无人机变载荷飞行姿态控制实验。实验结果表明,基于模糊PID控制的植保无人机在变载荷飞行条件下,通过参数调节可以保持姿态角的基本稳定、维持无人机与作物之间的近地面距离;通过进行植保作业实地测试,植保无人机没有出现漏喷、重喷等现象,且飞行稳定,飞行与喷洒效果达到了预期目标。

摘要： 无人机植保作业具有效率高、防治效果好、作业安全性好等诸多优点,掌握作业技巧,了解农机农艺要求和安全事项,对发挥无人机植保作业优势具有重要意义。一、作业技巧(一)飞行高度根据飞机喷洒效果,建议飞机飞行高度1~2.5m,如果飞行过低不仅喷洒范围小影响作业效率,而且飞行过低极有可能被农作物阻挡导致无法作业,飞行过高,喷洒效果不好,适当的喷洒高度,有助于作业效果。(二)飞行速度一般来讲,在保证安全和喷洒效果的前提下,飞行速度越快,效率就越高。但是在实际喷洒过程中发现对于10kg机型,机身重量加上电池和药剂可以达25kg,惯性较大,如果飞行过快,很难按照自己的想法去控制飞机的飞行姿态,出现掉高、停止困难等现象,加大了飞机事故率(也有可能是飞控种类不同,停止方式不同),但总的来看,建议10kg机型飞行速度在5m/s比较合适。

摘要： 针对飞行训练安全,大规模训练数据更新时预测准确性较差等问题,研究提出一种基于增量学习的在线飞行训练姿态预测模型。模型针对飞行训练数据进行相关性分析,使用基于流数据的增量学习模型对飞行训练数据中的俯仰角进行预测研究。实验结果表明,模型在对飞行训练俯仰角进行预测时,预测准确率高,误差小。通过模型对比实验,模型相较于传统预测模型,精度高、误差小、泛化能力强,可以有效预测飞行数据,保障飞行安全。

摘要： 引信是利用目标信息、环境信息、平台信息和网络信息,按预定策略引爆或引燃战斗部装药,并可给出续航或增程发动机点火指令,选择弹药飞行姿态、飞行航路及攻击点,实施攻击任务协同及敌我识别的控制系统。引信是武器装备的核心部件,广泛用于兵器、船舶、航空、航天等领域的炮弹、火箭弹、枪榴弹、鱼雷、水雷、导弹等的起爆控制以及飞行器和航天器的点火、分离等控制。

摘要： 平流层飞艇上表面太阳辐射强度的分布是影响光伏阵列输出性能的重要因素。为分析平流层飞艇飞行姿态对其上表面太阳辐射强度分布特征的影响,并建立飞艇动力学模型与太阳辐射物理模型交互耦合的计算模型。使用该模型对算例飞艇进行计算分析,量化得出飞艇偏航角和俯仰角耦合变化对飞艇表面太阳辐射强度分布影响的结果,并比较分析了太阳辐射强度受飞艇飞行姿态影响的特性。研究结果可用于指导太阳能电池阵在平流层飞艇上的优化布局和阵列构型。

摘要： 复杂的宇宙热环境对于空间反应堆安全入轨是巨大的挑战,设计不当将导致液态金属工质冷凝,阻碍反应堆安全启动。本文基于空间热离子反应堆系统瞬态分析程序TASTIN,开发了辐射器热流传输模型(TASTIN-RAD)以及遮热罩辐射传热模型(TASTIN-SHIELD),对空间热离子反应堆系统在非自旋及自旋飞行状态下,开式及闭式遮热罩方案进行了设计分析。结果表明,在无额外热源投入下,在首个飞行周期内,自旋状态优于非自旋状态,在随后飞行周期内非自旋状态优于自旋状态,反应堆非自旋在轨飞行24 h后流体温度接近凝固点(260 K),需采取额外保温措施。采用开式遮热罩,太阳热流对流体加热效果显著,飞行24 h后流体最低温度295 K,可保证流体不凝固。采用闭式遮热罩,遮热罩顶端具有特殊吸发比,可加热系统回路,在经历两个周期的绕轨飞行后,回路流体最低温度升高至301.5 K。两种保温方案均有效保障了系统长时间运行,具有较高安全裕度。本文计算结果为空间热离子反应堆在轨保温方案设计提供了基础。

摘要： 无人机提高了农业生产效率,但作业性能受各方面因素的影响,而导航能力是重点关注的内容.图像识别技术通过分析图像中的大量信息来辨识目标,可以提高无人机的自动导航能力.固定翼无人机在飞行速度和高度上具有优势,进行农业信息监测和保险勘察时效率更高,但精准导航的难度较大.为此,设计了一个基于图像识别的无人机导航系统,以固定翼的航拍无人机为平台,搭载影像传感器拍摄图像,进行图像边缘检测和目标识别分析,获得空间定位和跑道识别的功能.同时,地面站根据分析结果生成飞行控制指令,无人机接收指令后通过舵面偏转调整飞行姿态,获得自主飞行和着陆能力.

摘要： 飞机燃油质量特性计算是飞机数字化设计过程中一项十分重要的工作.但飞机燃油复杂外形和液体特性使得精确计算飞机质量特性成为一个复杂的问题.本文采用基于三维模型的切分计算机制,突破一直无法解决任意余油的燃油质量特性计算问题,实现了结合飞机飞行姿态进行燃油消耗状态分析及燃油质量特性计算.

摘要： 本年度主要在气动力与姿态耦合特性分析、状态/参数耦合的协调控制方法、近空间飞行器气动力/姿态耦合协调控制器设计等方面开展了深入研究,得到了不少有意义的结果,陆续发表了多篇文章.主要成果有近空间飞行器气动力/姿态耦合特性分析、近空间飞行器协调控制方法研究等。

摘要： 针对高超声速飞行器无动力再入飞行姿态控制的高度非线性、强耦合和强不确定性问题,提出了一种具有较强鲁棒性的自抗扰非线性动态逆控制方法.首先建立高超声速飞行器姿态运动快慢回路控制模型;然后采用动态逆控制对消模型耦合和非线性,为了实现精确的解耦线性化,设计扩张状态观测器对系统总不确定项进行实时观测并动态补偿,对线性化后的伪线性系统设计非线性误差反馈控制律进行控制;最后,通过仿真验证了所提方法的有效性.

摘要： 针对目前国内民用无人飞行器功能单一、不易操控等缺点,设计了以Cortex-M3内核为核心,实现图像实时传输与GPS(Global Positioning System)定位,并基于PID(Proportion Integration Differentiation)算法控制的多功能四旋翼飞行器.结合建立的动力学模型对飞行器进行姿态分析和控制,采集飞行中的姿态、油门幅值及位置参数等数据并通过无线方式传输到上位机中,对比飞行姿态的理论数据和实测数据,根据算法调整出其响应时间短、稳定性高的控制参数,并实现传感器数据的绘图和保存.测试结果表明,飞行器平稳飞行,航拍图像传输距离为110m,并实现多功能操控.

摘要： 某直升机减速器在飞行姿态增大时发生滑油压力波动较严重的现象,长期使用将直接影响减速器的使用寿命.结合减速器滑油系统结构及原理,分析引起滑油压力波动的影响因素,进行了改进、对比测试和试验验证,确定引发压力波动的主要因素为滑油总量不足,滑油流速、滑油压力匹配不合理,为解决该型减速器的滑油压力波动故障提供了参考.

摘要： 燃油重量在飞机总重量中占有重要比例,燃油消耗是飞行过程中飞机质量特性变化的最主要因素,也是影响飞机飞行品质的一个重要因素.本文通过燃油质量特性分析平台,对某型飞机燃油进行精确建模,定量地分析了飞机各种余油情况下,油面角对飞机质量特性的影响,完成基于任务剖面的耗油曲线分析,为相关专业分析复杂飞行姿态提供了不可或缺的精确质量特性数据.

摘要： 由于在高超声速条件下具备较传统布局更优的气动性能,乘波构型已成为高超声速飞行器的重要候选布局.但在实际应用过程中,乘波构型特有的尖锐边缘不仅在材料工艺上难以实现,而且面临极其苛刻的气动加热环境,边缘烧蚀现象难以避免,会导致飞行器外形参数发生改变,钝边缘乘波飞行器在非设计状态下的气动力性能及流场特征需要引起关注.本文针对攻角、侧滑角对钝边缘乘波构型气动力性能的影响规律开展分析,结果表明:从气动力角度看,对于采用乘波构型作为基本布局的高超声速飞行器,随攻角增大,钝边缘乘波构型的升力系数基本呈线性规律递增,阻力系数增大且增幅越来越大,升阻比先增大后减小,其最大值在0°附近获得;随侧滑角增大,钝边缘乘波构型的升力系数略有下降,阻力系数不断增加,升阻比不断降低;从流场三维特征看,侧滑角的出现,使得乘波构型流场结构、表面压力与剪切应力等物理量分布出现显著的左右不对称性,将改变乘波构型的力矩特性,对控制系统设计带来挑战.

摘要： 本文提出了一种实时拍摄的方法,能够解决高速弹丸的飞行姿态的实时随动拍摄问题.利用随动高速摄影系统和高速摄像机实时获得清晰的炮弹等高速目标的运动姿态.随动高速摄影系统是采用高转速高精度的马达带动旋转扫描镜运动,而不是传统意义上的云台旋转,这种方法转动速度更高、精度更高.本文着重讲解了系统的组成、工作原理和功能,对应用中出现的问题进行了一定分析,并根据实际情况提出了改进方案.

摘要： 针对存在外部干扰和参数不确定性的可重复使用运载器(RLV)再入段飞行姿态控制问题,本文首先列写了RLV再入飞行六自由度非线性运动学和动力学方程并进一步转化为面向控制的仿射非线性方程形式.通过分析已有数据对飞行器进行特性分析,建立了对象运动分通道的小扰动线性化模型,采用传统传递函数的分析方法深入理解RLV再入飞行的模型特点.其次,本文选择了广义预测控制作为控制结构的主控制器,并基于非线性扩张状态观测器的输出设计补偿项.最后将本文提出的自抗扰控制结构用于RLV姿态控制系统纵向通道跟踪仿真,并整理分析了仿真结果.仿真结果表明基于预测控制的RLV自抗扰控制结构跟踪速度快、精度高,补偿输出结果效果显著.与传统姿态控制系统相比,本文提出的姿态控制结构快速简洁,具有一定实践应用价值.

摘要： 探空火箭作为科学试验的运载器,应用范围日趋广泛,某些有效载荷工作时需要箭体姿态稳定在一定范围内,然而火箭发射离轨后,受风、离轨扰动、推力偏心等因素的干扰,箭体姿态角偏差和摆动范围较大,无控火箭采用主动起旋的自旋稳定方法，经过仿真和飞行试验验证，结果表明箭头摆动角满足≤4°，满足有效载荷的使用要求。自旋稳定的方法适用于一类探空火箭的姿态角摆动抑制，具有良好的效果。

摘要： 本发明公开了一种无人飞行器姿态控制系统、飞行控制系统及姿态控制方法。无人飞行器姿态控制系统，用于控制无人飞行器的俯仰、偏航和滚转，包括：主控系统、舵系统、反馈系统；所述舵系统共有至少三个舵机，所述至少三个舵机集中地设置在无人飞行器尾部，所述至少三个舵机中各舵机的舵片旋转轴设计为以相交于无人飞行器尾部中轴线的方式布置且任意相邻两个舵片旋转轴之间的夹角相等，所述舵系统中各舵机的舵片驱动控制电路分别与主控系统信号连接，所述舵系统中各舵机的舵片受主控系统发出的相应姿态控制指令控制协同地转动而使无人飞行器实现姿态控制所需的俯仰、偏航和滚转运动；所述舵系统还包含舵机定位模块。

摘要： 一种无人飞行器姿态计算方法、飞行控制器及无人飞行器，该方法包括：获取电机(32)转动带动螺旋桨(31)产生的拉力，以及螺旋桨(31)对电机底座(33)的转动力矩；根据螺旋桨(31)产生的拉力，以及螺旋桨(31)对电机底座(33)的转动力矩，确定无人飞行器(60)的姿态，在IMU出现故障时，飞行控制器(70)通过电机(32)转动带动螺旋桨(31)产生的拉力，以及螺旋桨(31)对电机底座(33)的转动力矩确定无人飞行器(60)的姿态，进而对无人飞行器(60)进行飞行控制，避免由于IMU故障而造成的坠机事故。

摘要： 本发明的目的在于提供一种空间飞行器姿态运动模拟平台高精度姿态确定方法，采用的设备包括激光跟踪仪、智能测头、陀螺仪和两台工业控制计算机，从而搭建地面全物理仿真实验装置，该方法是一种基于扩展卡尔曼滤波的姿态确定的改进方法，通过对激光跟踪仪和陀螺的输出信息进行数据融合滤波处理，得到空间飞行器姿态运动模拟平台的姿态信息，更加符合实际工作情况，具有较高的实时性。本发明采用的测量设备安装简单，测量精度高，能够动态无接触测量空间飞行器姿态运动模拟平台的姿态角和角速率信息。

摘要： 本发明的基于符号修正的空间飞行器姿态偏差参数的姿态控制方法包括以下步骤：步骤1，构建经过符号修正的姿态偏差描述参数；步骤2，根据经过符号修正的姿态偏差描述参数确定姿态控制律；步骤3，将步骤2确定的姿态控制律代入空间飞行器姿态动力学方程，并结合飞行器姿态运动学方程对空间飞行器的姿态进行控制；步骤4，判断当前空间飞行器姿态是否满足姿态控制要求，如果为是，结束姿态控制过程，如果为否，返回步骤1。本发明的基于符号修正的空间飞行器姿态偏差参数的姿态控制方法可规避姿态四元数的符号二义性，防止发生unwinding现象。

摘要： 本发明适用于飞行器技术领域，提供了飞行器姿态控制方法、飞行器姿态控制系统以及飞行器，按预设间隔，采样飞行器的多个目标通道对应的开关控制量，其中，所述开关控制量基于所述飞行器的目标通道角度偏差校正值确定；分别获取每个所述目标通道的控制量校正策略，其中，所述控制量校正策略包括最短工作时间策略和防水击策略；按照所述控制量校正策略，通过当前采样时刻的目标开关控制量以及当前采样时刻之前的开关控制量的多个历史校正值，分别计算每个所述目标通道在当前采样时刻的控制量校正值；利用所述控制量校正值，分别控制每个所述目标通道的姿态控制发动机。有助于形成更完备的最短工作时间和防水击要求实现方案。

摘要： 一种无人飞行器姿态计算方法、飞行控制器及无人飞行器，该方法包括：获取电机(32)转动带动螺旋桨(31)产生的拉力，以及螺旋桨(31)对电机底座(33)的转动力矩；根据螺旋桨(31)产生的拉力，以及螺旋桨(31)对电机底座(33)的转动力矩，确定无人飞行器(60)的姿态，在IMU出现故障时，飞行控制器(70)通过电机(32)转动带动螺旋桨(31)产生的拉力，以及螺旋桨(31)对电机底座(33)的转动力矩确定无人飞行器(60)的姿态，进而对无人飞行器(60)进行飞行控制，避免由于IMU故障而造成的坠机事故。

摘要： 姿态可控模块单元、飞行器及姿态控制方法，姿态可控模块单元包含喷气推力装置、方向调控装置、弯管和机架；喷气推力装置安装在机架上，弯管与喷气推力装置的喷气口相连，气流可沿弯管喷出，弯管可由设置在机架上的方向调控装置驱动，弯管可绕与喷气口对接的端面轴线旋转，姿态控制方法包含俯仰运动控制：使第一弯管和第二弯管同时向前或向后偏转；横滚运动控制：使第一弯管和第四弯管分别向两侧偏转；偏航运动控制：使第一弯管和第四弯管同时向后偏转，第二弯管和第三弯管同时向前偏转。本发明降低了对驱动的需求，不会破坏机身的流线型，以新的方式实现俯仰、偏航、横滚三轴姿态控制，既可以实现垂直起降阶段时快速机动，也可以实现高速巡航。

摘要： 本申请是关于一种载人飞行器飞行姿态控制方法、系统及载人飞行器。该载人飞行器飞行姿态控制方法，包括：通过跟踪微分器对输入的飞行器的期望姿态值进行处理，得到所述期望姿态值的微分参数值；通过状态观测器对获取的飞行器的当前姿态值进行处理，得到所述当前姿态值的姿态反馈值；根据所述期望姿态值的微分参数值与所述当前姿态值的姿态反馈值进行运算，得到设定误差值；通过非线性控制器对所述设定误差值进行处理，输出控制飞行姿态的第一控制值以控制所述飞行器的飞行姿态。本申请方案，具有较好的自抗干扰能力，可以提高载人飞行器飞行稳定性。

摘要： 本发明公开一种利用升力差改变飞行姿态的无人飞行器及飞行方法，无人飞行器包括主控制机构、平行控制机构、垂直控制机构和至少两组旋翼机构，各组旋翼机构分布于主控机构的一侧上，其中一组旋翼机构中设有垂直控制机构，各组旋翼机构之间通过平行控制机构进行连接。其飞行方法是通过在每个旋翼处对应设置一个马达，主控制机构内设有与各马达连接的控制电路板，控制电路板与外部设备和地面控制设备进行通讯，利用地面控制设备进行参数调节，再通过主控制电路板调节各马达升力，通过改变不同组旋翼机构中马达的升力差，改变无人飞行器的飞行姿态。本发明利用升力差可实现在空中稳定地改变飞行姿势，且可配合多种外部设备使用。

摘要： 本发明涉及一种自动调整飞行姿态的飞艇及其姿态调整方法，该飞艇包括艇体气囊，艇体气囊内部设置配平机器人、配平机器人保持装置和传感器，配平机器人位于飞艇的理论重心位置附近，配平机器人与传感器连接并能够接收传感器的信号；传感器用于监测飞艇的飞行姿态，配平机器人保持装置用于维持配平机器人沿固定路线向理论重心一侧运行，配平机器人在艇体气囊内部自主沿配平机器人保持装置移动，通过自身重量实现对飞艇的重新配平。本发明的自动调整飞行姿态的飞艇简化了飞艇的尾部或两侧的推进装置，对减轻飞艇结构重量，增加飞艇的有效载荷具有重要意义。