一种新型的RS-422总线数据处理算法研究与实现

为了满足某型机试飞数据中新型RS-422总线参数的实时监控和事后数据处理需求,提出了针对该新型RS-422总线参数的算法设计和实现方案。通过分析该新型RS-422总线参数的通信协议及数据包格式,决定采用调整机载格栅中数据的帧结构排放以及重置带头中参数采样率的方式,实现了参数的解析及还原算法,并设计了相应的实时监控以及事后处理软件。该软件已经成功应用于该型机的飞行试验中,为飞机飞行安全监控以及事后数据处理分析提供了有力保障。     

基于灭点理论的飞机着陆段姿态角测量

为了更好地解决目前飞行试验中飞机着陆时姿态角参数精确测量问题,基于灭点理论,根据飞机降落过程中机载摄像机所获取到的跑道面影像,提出利用跑道平行线解算飞机姿态角参数的新方法。论述了灭点与摄像机外方位角元素的函数关系,建立了基于灭点几何与直线几何约束条件进行姿态角参数解算的数学模型。试验结果表明,该方法切实可行,能够获得精确可靠的飞机着陆过程中姿态角数据。     

基于MEMS传感器的风洞尾旋姿态测量研究

尾旋是飞机在失去控制后的一种极危险的飞行状态,陷入尾旋极易造成飞机的坠毁,在飞机研制过程中为了提高其机动性及抗尾旋能力,必须对这种极限飞行状态进行研究。在立式风洞中开展尾旋试验是目前效率最高,安全性最有保障的技术手段。试验测试的主要参数是飞机在尾旋及改出过程中的姿态角（包括俯仰角、偏航角和滚转角）。在此简要介绍了通过陀螺仪、加速度计和地磁计进行姿态数据融合的算法,以及采用了一种MEMS传感器进行尾旋姿态测量的试验技术,并且其姿态数据可由Zigbee无线数据模块实时传送到测量计算机。通过试验验证,该技术简单有效,不受现场环境限制,系统动态性能稳定可靠,角度测试精度为优于1°,满足了试验需求,提高了试验效率及数据质量。     

基于GPS与Iridium9523的信标机设计

针对沙漠、戈壁等特殊环境下,飞行器飞行试验落点快速搜索问题,提出了一种基于GPS与铱星Iridium9523的信标机设计方法,利用GPS模块实时获取飞行器飞行试验过程中的位置信息,同时利用铱星的全球移动通信链路实时转发,最终将位置信息发送至地面试验人员,实现被测目标的实时定位。本文设计的信标机结构简单,功耗低,定位精度高。多次实地测试表明,该设备能够可靠的完成定位信息的获取与转发,其水平位置精度2.3米,具有良好的应用前景。     

多数据融合在导弹遥测监控视景仿真的应用

针对目前传统遥测系统在获取导弹的姿态参数、环境参数和工作状态数据显示不够直观且不利于监控和显示飞行轨迹的问题,设计了遥测监控视景仿真系统。该系统通过卫星通信模块将采集到的弹道姿态参数信息利用卡尔曼滤波算法进行数据融合后传输到用户终端,实时驱动视景仿真系统中导弹三维仿真场景以便直观形象真实地显示导弹运动状态。实验结果表明了该系统可多次多视角重复观测导弹飞行状态,可实时再现导弹飞行发射过程,有利于提高导弹研发效率并显著降低研发成本。     

机翼变形的双激光器实时测量原理

在飞机机身的上下位置分别安装一个激光器,提出了一种实时测量在飞行过程中机翼弹性变形量的方法。以激光器与安装反射镜的机翼顶端之间的测量距离数据为依据,得到机翼或机身上任意点的实时变形量。机翼或机身上任意点的实时变形量是从机翼变形数据库中提取的数据量计算得到。根据弹性薄板理论,利用理想二维梁为例说明了该方法的实现过程,并且进行仿真说明。该方法对实时测量机翼弹性变形量具有普遍意义和实际应用价值。     

基于着陆雷达的飞机下滑航迹融合算法设计与实现

针对目前飞机进近着陆阶段部分型号着陆雷达实时提供三维位置数据时信息不完整的问题,提出了一种基于雷达坐标系的航迹融合算法,将不同源的航迹数据转换到雷达坐标系下进行航迹关联,再进行最小二乘加权卡尔曼滤波,并通过仿真验证与工程实践,证明该算法可以有效实现飞机着陆阶段的航迹融合。     

消息重复型ARINC429总线事件消息包机载实时处理技术研究

ARINC429总线广泛应用于民用飞机中,在飞行试验中,消息重复型ARINC429事件信息的实时监控占用很大的遥测带宽资源;采用机载嵌入式数据处理模块,通过将其嵌入到机载测试系统中,通过采集器底板总线获取ARINC429采集模块采集到的数据,对飞机事件信息进行解析处理,并将处理结果通过遥测系统遥测下传至地面监控中心,大大降低了遥测带宽需求,对于飞行试验实时安全监控有重要意义。     

基于成像差分吸收光谱技术测量电厂SO_2排放方法研究

介绍了一种测量烟羽污染气体二维分布的方法——成像差分吸收光谱(IDOAS)技术。该技术基于成像光谱仪,结合旋转平台实现对目标区域的二维扫描测量,获取目标区域的高光谱数据;采用差分吸收光谱(DOAS)算法对光谱进行处理,获取扫描区域内污染气体的二维分布图,进而对污染气体的分布及扩散趋势进行分析。对地基IDOAS系统及其测量原理进行了介绍,并开展外场实验,成功获取了电厂烟羽中的SO2二维分布图,实现电厂污染排放的可视化;对SO2排放率及平均浓度估算方法进行了分析,结合风速,利用获得的二维数据计算得到电厂SO2排放率及平均浓度分别为210 kg/h、6.7 mg/m3。     

机载成像差分吸收光谱技术测量区域NO2二维分布研究

本文主要介绍了一种快速测量区域大气痕量气体二维分布的方法——机载成像差分吸收光谱(differential optical absorption spectroscopy, DOAS)技术. 该技术基于成像光谱仪, 利用DOAS算法, 对痕量气体大范围分布快速扫描成像, 可实现污染源扩散趋势的可视化观测, 应用于污染源定位、污染源排放率监测、污染物传输演化等研究. 文中详细介绍了研制的机载成像DOAS系统, 并利用该系统开展飞行实验, 快速获取了飞行轨迹上空的NO₂浓度分布. 实验中针对重点关注区域进行扫描测量, 成功获取了高分辨率的NO₂二维分布图, 分析了污染扩散趋势, 并结合风场数据, 估算污染点源的NO₂排放率为1570 kg/h.     

超高速高空低动压柔性罩体脱落天地相关性研究

柔性罩体包裹于飞行器外表面,在飞行中段起到保护作用.再入过程中在气动力/热共同作用下,从飞行器表面拉开、脱落,脱落过程产生的附加干扰力/力矩,对飞行器再入姿态产生影响,造成惯性落点偏差.采用地面风洞模拟超高速高空低动压环境,考核不同再入动压条件下,罩体连接绳在气动力作用下的脱开过程,以及脱落过程对飞行器产生的干扰力/力矩.根据动态相似准则,将地面试验条件下罩体模型的脱落历程推导到飞行条件,建立刚体动力学仿真模型计算落点,与无干扰模型的理论落点对比,采用概率统计的方法分析罩体脱落引起的飞行器落点偏差,为罩体连接形式的优化设计提供支撑.      

微小型球形飞行器飞行控制系统设计

根据微小型球形飞行器的结构特点和工作原理,设计了一套基于ARM Cortex-M3 STM32F103RBT6微控制器的飞行控制系统,进行了主要模块的功能设计与性能分析,给出了研究结论与选型依据,还设计并完成了姿态传感器两轴转台实验和飞行器室内飞行试验。测试结果表明,该控制系统的姿态传感器姿态测量精度高,能够为飞行控制提供姿态参考信息;飞行器能够圆满实现空中悬停、低空机动等飞行动作,且空中飞行姿态稳定、实时、可靠。该飞行控制系统功能可靠、性能稳定,能够较好地满足微小型球形飞行器的飞行控制要求,具有一定的实用性与扩展性。     

基于前视跑道图像的飞机偏心距精确测量

根据飞机地面最小操纵速度试飞的光电测试需求,提出一种基于前视跑道图像的飞机偏心距精确测量技术,通过在飞机中后段机腹中心线上加装前视高速数字摄像机,获取飞机运动时跑道及飞机起落架的前视序列图像,通过图像判读获取飞机主起连线与跑道标识线交点的亚像素坐标,在摄像机测量参数高精度标定的基础上,根据摄影测量的单站定位原理精确解算交点在物方空间坐标系下的坐标,进而获取飞机偏离跑道中心线的距离。飞行试验测试结果表明,该测量方案切实可行,数据直观可靠,可实现3 cm的测量精度,完全满足试飞测试任务需求。     

基于FPGA的四轴飞行控制器的硬件系统设计

为提高四轴飞行器的数据采集与数据处理能力,降低四轴飞行器的功耗,研制了一种基于FPGA的四轴飞行控制器。飞行控制器以NIOS II处理器为控制核心,结合嵌入的SPI、I2C、UART等IP核实现了数据的实时采集与快速处理,并提出并行处理PPM解码和编码、超声波检测与控制、蜂鸣器控制的设计方案,利用VerilogHDL语言在FPGA上设计了这些并行处理功能模块,这些功能模块通过PIO核与NIOS II处理器连接,能够自主完成所规定的处理功能。经过多次飞行测试,四轴飞行器能够稳定的起飞和降落,快速的飞行,转弯,上升和下降,也能够避开障碍物,验证了四轴飞行控制器功能稳定,功耗较低,已达到设计的要求。     

航磁姿态数据收录系统设计

随着计算机的发展,航空磁法测量的磁补偿方式已从手动补偿转变为自动补偿方式,其磁补偿干扰系数的计算,也在补偿标定飞行中自动完成,磁补偿系数的准确程度是由标定飞行所完成动作(摇摆、俯仰、偏航)的准确性来决定,因而对飞机姿态角度的数据记录和显示,可以为航磁补偿质量的评价提供一种依据,还可以在测区做业的数据处理中,检查航磁探头在测区中工作角度的变化,排除航磁探头进入到死区内的干扰数据;因此在航空物探测量中对飞行姿态数据的采集是很有必要的,该软件应用C++Builder编译系统,实现了在航空磁法测量中对航磁数据、GPS数据、飞行姿态动作数据的实时采集、记录和显示,也为补偿软件的开发提供飞行姿态数据的支持。     

基于ARM的四旋翼姿态控制器设计

四旋翼姿态控制器采用集成了加速度计和陀螺仪的惯性测量单元,实时采集姿态数据,传输给Cortex-M4内核的处理芯片,利用四元数姿态解算方法,对加速度和角速度数据融合解算处理。采用位置式PID控制算法,控制四个无刷电机的转速,实现控制四旋翼飞行器的飞行姿态。建立万向云台调试系统,通过实践调试验证该控制器能实现控制四旋翼姿态的稳定性。稳定飞行时,姿态角的平均振荡范围为5度。     

Longitudinal control of aircraft dynamics based on optimization of PID parameters

Recent years many flight control systems and industries are employing PID controllers to improve the dynamic behavior of the characteristics. In this paper, PID controller is developed to improve the stability and performance of general aviation aircraft system. Designing the optimum PID controller parameters for a pitch control aircraft is important in expanding the flight safety envelope. Mathematical model is developed to describe the longitudinal pitch control of an aircraft. The PID controller is designed based on the dynamic modeling of an aircraft system. Different tuning methods namely Zeigler–Nichols method (ZN), Modified Zeigler–Nichols method, Tyreus–Luyben tuning, Astrom–Hagglund tuning methods are employed. The time domain specifications of different tuning methods are compared to obtain the optimum parameters value. The results prove that PID controller tuned by Zeigler–Nichols for aircraft pitch control dynamics is better in stability and performance in all conditions. Future research work of obtaining optimum PID controller parameters using artificial intelligence techniques should be carried out.     

语音控制的四旋翼飞行器设计与实现

基于语音识别技术,设计了一套语音远程控制四旋翼飞行器的系统。使用LD3320语音处理芯片和STM32微处理器实现语音识别功能,采用NRF24L01将识别结果传输到飞行器。选用STM32作为四旋翼飞行器的主控芯片,采用六轴运动组件MPU6050、三轴数字罗盘HMC5583L等传感器对飞行器的姿态进行实时测量,再利用数字滤波器对姿态信息进行处理,然后采用四元数进行姿态解算,最后运用双闭环PID控制算法实现姿态控制的要求。测试结果表明,通过语音可以控制四旋翼的正常飞行及姿态变化,系统稳定可靠。     

基于传声器阵列过顶测量结果的飞机起落架噪声研究

应用由111个传声器组成的平面传声器阵列对当前流行的民用客机进场着陆过程中的机体噪声源进行了实验测量,本对七架窄体客机和七架宽体客机的起落架噪声进行了分析,得到了起落架噪声的频谱特性、指向特性和声级变化。研究发现,起落架噪声的频谱是由宽频随机噪声与一些较为明显的单噪声源组成,起落架噪声的指向性类似于一个水平放置的偶极子。不同飞机起落架噪声的声级相差较大,这说明可以通过重新结构设计降低起落架噪声。