基于Simulink/Stateflow的无人机多模态控制律仿真

为了验证无人机多模态飞行控制律设计的正确性,采用Simulink/Stateflow建模仿真方法。以某小型无人机为研究对象,首先在小扰动线性化模型基础上,设计了纵向和侧向多模态控制系统结构,并给出了相应的控制律,然后根据传统的频域和根轨迹的方法确定了各个控制器参数,最后通过Simulink/Stateflow完成整个飞行剖面的仿真,结果表明该方法能直观简洁地实现多模态之间切换的控制逻辑,模态控制误差均满足国军标要求,验证了所设计的多模态控制系统的正确性。     

无人机鲁棒伺服LQR飞行控制律设计

为抑制无人机飞行模态切换时舵面跳变使机体产生的大过载,降低无人机对舵系统及结构可用过载的要求,将鲁棒伺服LQR方法与经典控制方法相结合设计了飞行控制律;以俯仰角控制模态为例,对鲁棒伺服LQR控制方法的特性进行了分析,俯仰角速率回路采用鲁棒伺服LQR最优控制方法设计了控制律,俯仰角回路采用经典控制方法设计了控制律,并通过非线性数字仿真对控制律的控制效果进行了验证;仿真结果表明:鲁棒伺服LQR控制比常规PID控制超调量减小50%,且大大减小了响应初期的升降舵偏角突变,降低了对机体可用过载的要求;该控制律形式简单,易于工程实现。     

飞行导引系统垂直导引律设计与仿真

为了提高机动性能, 现代飞机的设计开始向放宽静不稳定乃至静不稳定的方向发展, 因此飞行控制律的设计尤为重要;以大型民用客机的开发设计为应用背景,根据飞行仿真的需要,采用非线性动态逆的方法建立了飞机的线性模型,并结合PID控制对飞机的垂直引导方面的控制系统进行分析和设计研究,最后配合Matlab/Simulink 数值仿真方法和Stateflow工具对所设计的控制律进行PID 调参仿真;仿真结果表明:所设计的控制律可以达到所要求的控制精度,具有良好的动态品质。     

小型固定翼无人机纵向姿态控制律的研究

针对无人机在实际飞行过程中受到外部环境影响大,控制精度不够高的问题;研究了一种模糊参数自整定PID控制方法来完成对无人机的纵向姿态的控制;该方法在传统的PID控制的基础上,利用无人机实际飞行中的数据,建立起模糊控制规则来实现PID参数自整定,最后在通过建立的纵向姿态模型上进行仿真控制,得出仿真曲线;仿真实验结果表明,所设计的模糊PID控制器,相比于传统的PID控制器具有更好的控制性能,并且具有很好的抗干扰能力,能够满足无人机控制系统的要求。     

某型运输机纵向等效拟配的问题及分析

某型运输机试飞纵向短周期等效拟配中在两个问题,一是纵向杆输入时长较长,频域辨识时高频段结果较差,二是在高阶电传飞机等效拟配时选择单拟配还是双拟配的问题,为了解决这两个问题,提出了时域辨识方法和对比分析传统机械式飞机和电传飞机试验数据方法;飞行试验数据处理结果表明,对于输入时间较长的试验动作,时域辨识效果较频域辨识好,使用时域和频域辨识结合的方法,大大提高了试飞数据的适用性;通过比较传统机械式飞机和现代电传飞机的试飞数据及拟配结果,发现高阶电传飞机必须使用双拟配方法才能更全面评价飞机特性;文中提出的辨识方法和分析方法很好地解决了某型运输机等效拟配中遇到的问题,可供其他电传飞机飞行试验参考。     

无人机自主着陆高度控制系统设计研究

无人机自主着陆是无人机任务执行后顺利回收的重要阶段。论文根据固定翼无人机着陆滑跑的特点,设计了无人机着陆滑跑的下滑高度轨迹及高度控制回路。在已知无人机着陆性能和空气动力学模型的情况下,根据无人机飞行任务的需求,研究了直线下滑段的轨迹设计,利用指数拉平方法设计了末端拉平段的轨迹,并结合PID控制技术对无人机的纵向俯仰控制回路以及整个无人机高度控制回路进行了建模和详细研究,利用MATLAB仿真技术对设计的控制方案的性能进行了详细分析,获得了相应的关键设计参数。对设计的高度控制回路方案的数学仿真和基于FlightGear飞行环境模拟系统的半物理仿真验证了所设计的自主着陆高度控制系统的可行性,具有一定的参考实用价值。     

飞行试验湿度参数测试技术研究

为了确定飞机噪声测试结果的有效性及对噪声试飞数据进行修正,设计了一套完整的湿度参数气象测试方案;方案采用塞斯纳作为气象测试飞机,针对特定的气象测试需求,设计了盘旋上升的气象测试轨迹,并采用露点仪作为湿度测试设备;该湿度测试方案已经成功应用于ARJ21-700飞机噪声合格审定试飞,是国内相关飞行试验气象测试的首次尝试;实际的飞行试验结果表明,该方案能够准确、有效地测量飞行试验湿度等气象数据;该方案的成功应用,为今后相关的试飞测试提供了重要的参考价值。     

基于VxWorks的小型无人机飞行控制软件设计

针对小型无人机功能日益复杂,迫切需要提高实时性与可靠性等现状,开发了一套基于VxWorks实时操作系统的小型无人机飞行控制软件,实现了无人机自主起飞、空中巡航和自主着陆等飞行控制功能;在完成软件需求分析的基础上,设计了飞行控制软件的总体结构,并结合VxWorks操作系统的运行机制给出飞行控制软件模块化设计方案,着重介绍了多任务环境下任务划分及优先级分配策略;半物理飞行仿真试验表明:该飞行控制软件能够实现自主、指令、人工3种飞行模式下的飞行控制功能,具有良好的实时性和可靠性,满足飞行控制软件最初的设计需求,同时大大降低了开发难度,提高了软件的可维护性和可移植性。     

高超声速飞行器的滑模边界层模糊自适应控制方法研究

针对高超声速飞行器飞行过程中存在的高度非线性、强耦合、参数不确定性等问题提出了一种基于滑模边界层模糊自适应的控制方法;首先将纵向模型进行精确线性化,通过引入一个滑模边界层可调参数,在边界层外施加基于正切趋近律的准滑模控制律;在边界层内,去掉准滑模控制律,采用饱和函数法设计的控制律;边界层参数用模糊逻辑系统进行在线调节,从而消除了系统处于准滑动模态时的高频抖振;仿真结果表明:该方法在保证控制系统具有良好跟踪性能的同时,具有削弱抖振的能力和强鲁棒性。     

基于Simulink和C++混合编程的测试系统建模技术研究

介绍了一种基于Simulink和C++混合编程技术的自动飞行控制系统测试系统建模技术及调试方法;基于Simulink搭建飞行仿真模型,通过RTW自动代码生成工具将各仿真模块分别生成嵌入式代码,并集成应用于C++软件设计环境中;通过对时钟的有效设定,实现了基于Windows系统的实时飞行仿真测试系统的设计,仿真软件的最小运算周期为2 ms;该技术不仅可以满足自动飞行控制系统飞行仿真试验的实时性要求,并且在软件开放性、接口扩展性、板卡驱动的通用性以及软件设计功能多样性等方面占有较大优势;基于这个技术建立而成的仿真测试系统,某型自动飞行控制计算机已经成功的开展了多轮半物理仿真验证试验,并取得了良好的试验效果,从而为产品的试飞定型奠定了坚实的基础。     

Nonlinear control of spacecraft formation flying with disturbance rejection and collision avoidance

A nonlinear controller for disturbances rejection and collision avoidance is proposed for spacecraft formation flying.The formation flying is described by a nonlinear model with the J_2 perturbation and atmospheric drag. Based on the theory of the state-dependent Riccati equation(SDRE), a finite time nonlinear control law is developed for the nonlinear dynamics involved in formation flying. Then, a compensative internal mode(IM) control law is added to eliminate disturbances.These two control laws compose a finite time nonlinear tracking controller with disturbances rejection. Moreover, taking safety requirements into account, the repulsive control law is incorporated in the composite controller to perform collision avoidance manoeuvres. A numerical simulation is presented to demonstrate the effectiveness of the proposed method.Compared to the conventional control method, the proposed method provides better performance in the presence of the obstacles and external disturbances.     

LabWindows/CVI在导引头地面测控设备中的应用

针对某型导引头挂飞试验实现导引头控制及实时性高的需求,设计了一种基于LabWindows/CVI软件开发平台的挂飞控制箱系统。该挂飞控制箱通过RS422串口与导引头相连,能够实现导引头控制、状态显示、GPS信息接收处理、试验数据存储等功能。挂飞控制箱采用VXI总线和LabWindows/CVI软件平台进行设计,硬件集成度较高,软件运用LabWindows/CVI开发平台自带的多线程技术,将串口通讯等周期性任务与数据处理、存储、显示等任务从时间上分开,提高了CPU工作效率,满足系统实时性要求。试验结果表明,该挂飞控制箱系统工作稳定,与导引头通讯可靠,实时性较高,试验数据完整且满足总体要求。     

Remote Three-Party Quantum State Sharing Based on Three-Atom Entangled States Assisted by Cavity QED and Flying Qubits

We present a remote three-party quantum state sharing (QSTS) schemewith three-atom Greenberger-Horne-Zeilinger (GHZ) states assisted bycavity QED and flying qubits. It exploits some photons to act as the flying qubits for setting up the quantum channel securely with three-atom systems in a GHZ state, which maybe make this remote QSTS scheme more practical than some other schemes based on atom systems only or ion-trap systems as photons interact with their environments weakly. The coherence of the stationary atom qubits in cavities provides the convenience for the parties in QSTS to check eavesdropping, different from entangled photon systems. Moreover, the present scheme works in a collective-noise condition and it may be more practical than others in applications in future.     

斜入射弹丸着靶位置立靶测量原理

常规的立靶测量装置要求弹道垂直预定靶面,当弹道不垂直预定靶面时,得到的测量结果是错误的。在终点弹道,有时很难保证靶面垂直飞行弹道。提出了一种由多光幕阵列组成的光幕立靶,可以实现小于70°入射角的弹丸着靶坐标的测量,不要求飞行弹道垂直靶面。在X和Y方向分别采用四个成固定角度的光幕来实现入射角度的测量,一次射击可得到弹丸的速度、速度方向上的空间角和着靶位置坐标。     

Active vibration suppression of a cantilever wing

A method for the active vibration suppression of a cantilever wing is presented. The approach is based on modal control, in which a modal feedback control law relating the motion of the control surfaces to the controlled modes is implemented. Modal displacements and velocities required for feedback are extracted from sensor measurements by means of modal filters. A numerical example is presented.     

飞行光学导光系统中的空气热透镜效应

研究了激光加工用大功率ＣＯ２激光束在飞行光学导光系统中传输所产生的空气热透镜效应。实验发现当飞行光学导光系统中的空气静止时将产生空气热透镜效应,而充以一定压力的压缩空气却可以消除空气热透镜效应,实验表明无热透镜效应时,光束遵循高斯光束传输规律,而秀热透镜效应时,光束偏离高斯光束的传输规律,并影响到激光束聚焦焦点的大小和位置。另外通过激光空气热透镜效应的非线性模型计算了热透镜效应所引起的光束传输相对     

基于旋转式反射镜的飞行视觉系统设计

在MEMS麦克风贴片工艺中,真空吸嘴吸取MEMS芯片以后需要进行芯片位姿的精确校正。为实现高速高精度贴片功能,提出了一种基于旋转式反射镜的飞行视觉系统,该方案利用齿轮齿条将吸嘴的升降运动转化为反射镜的旋转运动,通过设计齿轮参数,实现反射镜不干涉吸嘴的拾放功能。当反射镜旋转到与水平位置夹角呈45°时,视觉系统可以获得MEMS芯片的静止的清晰图像,CCD相机采集一幅图像后,在贴片头飞行的过程中,控制系统完成MEMS芯片的位置和角度的校正。实验结果表明,该系统可以获取高质量MEMS芯片图像。该系统结构简单紧凑,成像无失真,不限制贴片头的运动轨迹,显著提高了MEMS芯片的贴片质量和贴片效率,可广泛地应用于贴片机系统中。     

铅球飞行距离与其影响因素的力学分析

通过对滑步掷球时铅球飞行距离及其影响力学因素的相互关系的分析,详细讨论了决定飞行距离的独立力学变量对飞行距离的影响,同时指出了最佳用力角的物理意义及一些对实际有益的重要结论.     

铅球飞行距离的分析

本文从物理学的角度出发,分析了运动员在实际推铅球的过程中影响铅球飞行距离的各种要素.结合实际情况通过物理公式来计算铅球飞行距离并进行综合分析.实验证实影响铅球飞行距离的3个要素是出手角度、出手速度和出手高度,并分析了这3个要素之间的关系和各个单变量对铅球飞行距离的影响状况.分析结果显示,3个因素中出手速度对飞行距离的影响最大,其次是出手角度,出手高度影响程度最小;且最佳出手角度不是一个特定的数值而是一个大体范围.     

Automatic compensation of laser beam focusing parameters for flying optics

Flying optics technologies are used for a range of applications such as a large workpiece processing and laser texturing. It is essential to compensate the variations of laser beam focus parameters while the focus head is moving. A flying optics automatic compensation approach is proposed to achieve invariable laser focal size, focus depth and focus position through computer controlled objective lens and focus lens position. A simple mechanical control method is also presented for the realization of constant beam parameters for flying optics. Numerical simulation is illustrated for a CO₂ laser texturing application. The flying optics parameters compensation is simple and easy to control.