MEMS微惯性姿态系统的环境适应性优化设计技术

分析了MEMS微惯性姿态系统温度及载体运动等环境因素对MEMS惯性传感器的影响和姿态系统的关键技术;针对MEMS惯性器件的热环境优化,建立了基于有限元分析方法的热分析模型,仿真分析了散热设计方案,基于微惯性姿态系统样机,试验验证了散热设计的有效性;针对MEMS惯性传感器误差的强非线性特性,建立了全温范围分段线性误差补偿模型,改进了误差标定方法,有效提高了MEMS惯性器件的精度;分析了微惯性姿态组合算法的适用性条件,优化设计了基于载体飞行状态的微惯性姿态系统姿态滤波的约束条件。转台试验和飞行试验充分验证了环境适应性优化设计方法和结果的有效性,全程飞行条件下姿态误差优于2.5°,稳定飞行阶段姿态误差优于1°,该系统可满足姿态备份和微小型无人飞行器的应用需求。     

双合成射流前体非对称涡控制技术及模型自由飞实验验证

为推进前体非对称涡流动控制方法在飞行器大迎角飞行控制方面的应用,提出并发展了一种基于双合成射流的前体非对称涡控制技术。研发了一套机载型双合成射流控制装置及模型自由飞验证机,通过风洞半自由飞及模型自由飞实验,验证了利用前体非对称涡控制技术实现尾旋改出和大迎角姿态控制的可行性;同时,依靠飞行测控系统和机载压力测量系统,实现飞行器姿态及前体表面压力的同步测量,可对前体非对称涡控制效能进行有效评估。风洞半自由飞实验结果表明：在60°迎角下,双合成射流可有效控制前体非对称涡相对位置,产生偏航力矩,实现大迎角航向操纵。在模型自由飞实验中,该技术可在常规方向舵失效的迎角下实现尾旋改出,可控尾旋角速度达到173 （°）/s;依靠该技术,验证机可在大迎角飞行时进行快速偏航操控,由控制输入到偏航角速度改变的时滞小于0.5 s。     

基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统

当无人机机动飞行时,采用加速度计校正陀螺误差的测姿系统不能有效地修正陀螺漂移问题,为此提出了基于强跟踪滤波器的多传感器组合测姿系统.引入GPS速度信息、捷联加速度信息和角速率信息建立了基于欧拉角描述的融合测姿系统模型,采用强跟踪滤波器对姿态进行融合估计,有效地估计出陀螺的漂移误差,从而得到无人机准确可靠的姿态测量,同时可以修正无人机的运动速度.通过建立飞行仿真模型,在给定的飞行航迹段对所提出的多传感器姿态测量系统进行了仿真研究,结果表明:测姿系统能够有效地减小模型误差的影响,估计出陀螺的漂移误差,得到更加准确的姿态测量.     

单轴旋转光纤捷联惯导系统坐标不对准误差分析

对单轴旋转光纤捷联惯导系统的坐标不对准误差进行了分析.首先研究了基于同等精度惯性器件条件下,利用旋转调制技术提高捷联惯导系统性能的原理;其次,针对旋转捷联惯导系统中非调制惯性器件误差的累积问题,对传统的旋转结构提出了合理的改进.由于旋转结构受机械加工工艺的限制,其机械表面存在一定的倾斜误差,导致器件所在坐标系不完全重合.文中研究了其中两种坐标系不重合的情况,建立了相应的惯性器件等效误差模型,并通过角速率积分的结果,分析了两种情况下不重合误差引起的惯导系统精度的影响.同时建立了不重合误差与系统姿态、位置误差之间的对应关系,通过仿真实验深入地分析其影响程度.仿真结果表明,随着惯性器件精度的降低以及运动条件的剧烈变化,不重合引起的系统精度急剧下降.     

翼型风洞实验模型姿态角的测量与控制

介绍NF 3低速翼型风洞常规和动态实验模型姿态角测量和控制系统的特点以及为提高角度测量精度和准度所采取的措施。应用一种直流伺服系统 ,采用电机位置和速度闭环方法 ,已经获得模型姿态角的精度在± 0 .0 5°以内。为进一步提高测控性能 ,对于二元实验在翼型轴上安装圆感应同步器 ,测量模型的实际角度 ,并作为反馈信号。这种位置全闭环系统 ,可使角度精度达到± 0 .0 0 83°。对于三元实验 ,用一个加速度计固定在模型内 ,实时测量模型的实际攻角 ,并对实验结果进行预处理 ,从而减少因气动弹性角产生的误差。     

高精度测角系统细分误差分析

本文介绍以圆感应同步器作为测角传感器，用鉴幅型开环数显系统进行相对测量的测角系统，该系统能在快速转动下动态测量方位角。文章对信号处理系统的基本原理及其一些重要环节作了简要说明。对该系统存在的细分误差，重点从理论上进行了分析并推导了幅值误差和相位误差。根据推导结论，提出了进行细分误差补偿的方法．最后着重描述了系数调节和相让补偿的设计方法。该方法用在所承担的研制任务中，经过试验证明，得到了令人满意的结果，达到了总体提出的高精度测角指标要求。     

结合天文观测角量测的机载惯性/天文深度组合算法

针对姿态误差对天文观测角度量测的影响,提出结合天文观测角度量测的机载惯性/天文深度组合算法.在位置误差小角度关系分析的基础上,进一步分析惯导姿态误差引入的计算地理水平坐标系与当地地理坐标系之间的姿态误差小角度关系,推导并建立基于天文高度角和方位角量测的深组合惯性/天文量测方程,针对天文观测量测对高度通道不可观,增加气压高度为量测量,设计相应组合滤波方法.该方法充分考虑了姿态误差对于天文观测的影响,仿真验证表明所设计方案可以有效消除惯导系统陀螺累积误差,提高惯导系统的姿态精度,验证了其可行性.     

INS/SAR组合导航量测信息不同步的滤波算法

在惯性导航系统/合成孔径雷达(Inertial navigation system/synthetic aperture radar,INS/SAR)组合导航系统中,传统的SAR只提供位置和航向角信息,本文引入SAR图像测速系统,实现对INS速度信息的补偿修正。同时,建立了该组合导航滤波的数学模型。针对图像匹配耗时较大、产生信息不同步的现象,本文利用INS信息增量来对SAR导航信息延迟、非等间隔以及SAR量测不在INS滤波离散间隔上所带来的误差进行修正,并进行了仿真。经过1 500s后,本导航系统导航信息没有出现发散,在飞行器出现加速、爬升、转弯等机动时,位置误差绝对值不超过36.8m,高度误差绝对值不超过18.1m,航向角误差绝对值不超过5.3′,速度误差绝对值不超过0.5m/s,并与曲线拟合法作对比,仿真结果表明本文算法能够有效提高INS/SAR组合导航系统的精度,并为其他组合导航系统提供参考。     

俯仰-滚转耦合两自由度大振幅非定常实验技术

主要介绍了一套用于３ｍ低速风洞的俯仰－滚转两自由度大振幅非定常实验系统。该系统由三大部分组成：俯仰－滚转两自由度的模型动态支撑机构;俯仰－滚转两自由度电控液压系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在风洞中真实模拟飞行器姿态变化,并测量其相应的六分量非定常气动力变化。为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。另外,用三角翼在３ｍ风洞进行了多种运动状态的非定常气动力特性测量,结果真实地反映了大迎角与大滚转角时三角翼的非定常气动特性     

重复使用飞行器嵌入式大气数据系统试验验证方法

可重复使用飞行器是目前航天领域的研究热点,而对于高速再入飞行器在再入大气层时,获得准确的迎角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和迎角/侧滑角传感系统在高速状态下会下会引发一系列结构和防热问题,且无法适用于大迎角飞行状态。针对上述问题,设计了嵌入式大气数据系统（Flush air data system,FADS）。FADS以嵌入在机身表面的多测压孔压力信息测量为基础,结合压力分布模型进行大气参数的求解。分别通过试验室试验对FADS算法的正确性以及风洞试验对FADS全系统的适应性进行了验证。试验结果可以有效地对FADS的性能进行评估。     

旋翼飞行器飞行动力学系统辨识建模算法研究

描述了旋翼飞行器飞行力学模型的系统辨识建模算法,从旋翼飞行器飞行动力学建模的共性问题入手,首先采用机理建模的方法分析了旋翼飞行嚣主要气动部件所受气动力.考虑旋翼挥舞运动对旋翼飞行器飞行动力学特性的影响,建立了旋翼飞行器的飞行力学系统辨识参数化模型集.其次以子空间方法辨识初始飞行动力学模型,采用加权频域预报误差法获得最优模型的两步辨识方法解决旋翼飞行器这一非线性不稳定,多输入-多输出系统辨识问题,且所辨识模型与机理模型具有相同的结构.最后对样例直升机的悬停飞行状态模型辨识进行了数值与试飞试验验证,表明了方法的有效性.     

基于单目视觉的室内微型飞行器位姿估计与环境构建

针对微型飞行器(Micro air vehicle,MAV)在室内飞行过程中无法获得GPS信号,而微型惯性单元(Inertial measurement unit,IMU)的陀螺仪和加速度计随机漂移误差较大,提出一种利用单目视觉估计微型飞行器位姿并构建室内环境的方法。在机载单目摄像机拍摄的序列图像中引入一种基于生物视觉的方法获得匹配特征点,并由五点算法获得帧间摄像机运动参数和特征点位置参数的初始解;利用平面关系将特征点的位置信息由三维降低到二维,给出一种局部优化方法求解摄像机运动参数和特征点位置参数的最大似然估计,提高位姿估计和环境构建的精度。最后通过扩展卡尔曼滤波方法融合IMU传感器和单目视觉测量信息解算出微型飞行器的位姿。实验结果表明,该方法能够实时可靠地估计微型飞行器的位置和姿态,构建的环境信息满足导航需求,适用于微型飞行器室内环境中的导航控制。     

基于自适应逆的微型飞行器飞行控制系统

飞翼式微型飞行器由于尺寸小、速度低、气动布局特殊和飞行环境复杂多变,其飞行力学具有显著的非线性和非定常特性,传统的控制方法已不能满足要求.本文运用时标分离理论,设计了快变量和慢变量动态逆,同时引入在线神经网络补偿动态逆误差,并采用伪控制补偿器消除作动器和自适应单元之间的相互影响,在此基础上提出了飞翼式微型飞行器的自适应飞行控制系统,并与采用动态逆-PID控制方法设计的飞行控制系统进行比较.仿真结果表明:基于自适应逆的飞行控制系统,具有较强的鲁棒性和指令跟踪能力,比动态逆-PID飞行控制系统更适合于微型飞行器.     

近空间飞行器故障诊断与容错控制的研究进展

近空间飞行器具有飞行速度快、飞行包线大、气动特性变化剧烈及飞行环境复杂多变等特点,故障诊断与容错控制技术对提高其安全性和可靠性具有重要意义。本文通过对近空间飞行器故障诊断与容错控制技术的国内外研究现状调研和分析,阐述了近空间飞行器动力学模型及飞控系统的故障类型,分析了近年来国内外关于近空间飞行器故障诊断与容错控制技术的主要研究成果和存在的问题,最后对近空间飞行器故障诊断与容错控制技术未来的发展方向和面临挑战进行了展望。     

非线性负阻尼极限环型角位移振荡运动定量分析

从某飞行器两次飞行记录的俯仰角θ、偏航角Ψ观测值出发,分别采用对Van der Pol方程描述的θ和Ψ的角位移振荡运动微分方程进行气动参数辨识,和对观测值θ-狋、Ψ-狋曲线的外包络线进行参数拟合两种分析方法,对该飞行器的角位移振荡运动特性进行了定量分析。两种分析方法取得了较为一致的结果,并证明该飞行器飞行中出现的锥形振荡运动是典型的非线性负阻尼极限环型的振荡运动,获得了非线性负阻尼极限环型气动阻尼力矩的典型表达式。分析结果表明非线性负阻尼极限环类型的气动阻尼能够导致飞行器出现动不稳定。     

战斗机模型大迎角风洞实验的雷诺数影响实验研究

介绍了两个战斗机模型大迎角风洞实验雷诺数对实验数据的影响,分析了造成这种影响的原因以及为获得能反映高雷诺数流动特点的稳定气动数据所采用的实验模拟技术,重点描述了雷诺数对大迎角俯仰力矩、零侧滑偏航力矩和滚转力矩的影响,探讨了零侧滑偏航力矩（Ｃｎ０）对不同的模型头部构型随侧滑角变化的迁移情况。对于大迎角飞行的歼击机,雷诺数的影响不只在风洞实验中存在,在飞机试飞过程中也存在,地面模拟设备应最大限度地提高模拟能力,准确预测雷诺数的影响,给出稳定可靠的实验数据。     

高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究

高速风洞测力试验中,阻力系数精度瓯的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度以≤0.01°.为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法.实测数据(马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0)表明:在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差(含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差)在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的靠≤0.0094°.本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值.     

高速风洞大振幅俯仰动态试验技术研究

在高速大迎角时的动态气动特性是衡量新一代高机动飞行器气动性能的重要参数之一。笔者介绍了在CARDC的FL 21与FL 24高速风洞配套的大振幅俯仰动态失速实验系统。该系统包括:FL 21与FL 24高速风洞大振幅俯仰运动机构;俯仰运动控制系统;数据采集与处理软件系统。该系统可以在高速风洞中真实模拟飞行器大振幅俯仰运动,并测量其相应的非定常气动力的变化,也可以为飞行器的飞行力学动态性能分析或飞行模拟器提供非定常气动力数据。试验研究初步揭示了航天飞机OV102模型高速大迎角俯仰运动的动态气动特性。     

类F-16飞行器风洞虚拟飞行试验研究

为研究高性能战斗机在大迎角机动飞行时复杂的非定常流动现象和运动-控制耦合现象,研制了三自由度风洞虚拟飞行试验系统,开展了类F-16飞行器模型风洞虚拟飞行试验。在小迎角试验中完成模型短周期运动模态模拟和控制律验证,在大迎角试验中测量到俯仰运动失稳现象,在负迎角试验中测量到横航向耦合失稳现象。研究表明:在横航向耦合失稳时,采用副翼增稳滚转通道难以恢复横航向稳定性,且可能发生运动-控制耦合振荡,而通过升降舵机动改变迎角可有效恢复横航向稳定性。     

再入体动导数试验技术

外形短粗、飞行姿态复杂，其动导数量级很小的再入体模型，安装在新研制的尺寸小、厚度薄的整体结构之天平元件上，天平与层支杯相连，由气动活塞推动拨杆，经过拨螺钉撞击模型上的模块并驱使模型作自由振动，从而测量了大攻角（α=0～180°）俯仰、偏航及滚转动导数。10°钝雄模型动校及再人体动导数试验结果与国外类似的数据吻合。