小型螺旋桨飞机动力装置特性试验研究

小型螺旋桨飞机的动力装置一般由活塞式发动机和螺旋桨两个主要部分组成。本文用实验验证和理论计算的方法,研究了活塞式发动机和螺旋桨性能传统的估算方法所得到的数据与实测结果之间的偏差,并进一步研究了发动机和螺旋桨性能参数的不同匹配对整个飞机动力装置特性的影响。研究结果表明,传统的估算方法对于装小型活塞式发动机的螺旋桨飞机也是适用的。用传统的估算方法所得到的各种性能数据与实验测试数据比较,相对误差的最大值均低于１０％,这对工程应用来说,是可以接受的。文中还用试验数据和试飞实例说明了对动力装置匹配参数加以优化的重要性。     

微型叶轮机械联合试验台设计

准确的叶轮特性对预估发动机共同工作状态、检验叶轮设计技术、提升发动机性能具有重要意义,但微型涡轮发动机尺寸小,结构紧凑,无法在整机试车中准确测量叶轮性能,故本文针对12 cm直径微发原理样机的离心压气机和向心涡轮设计了联合试验台.该试验台由试验段、控制系统、数据采集系统、测量系统和安全监测系统组成,可实现压气机全转速及涡轮长周期热态试验.试验过程中利用控制系统自动调节压气机与涡轮的功率匹配,实现多转速、多流量的叶轮特性测试.试验台采用模块化设计,可针对直径55～180 mm的叶轮进行试验.为准确测量叶轮效率,本文开发了测量精度达1%的光电扭矩传感器,可实现转速125 000 r/min的高速刚性转轴扭矩测量.     

小型舰载无人机侧向自主着舰引导技术

针对无人机着舰性能要求,以国外现役某小型舰载无人机为例,研究其侧向自主着舰引导技术。构建该型舰载无人机侧向自主着舰引导系统,给出侧向自主着舰引导算法,建立无人机动力学和运动学模型,设计侧向飞行控制系统,优化轨迹控制器参数。最后搭建综合仿真平台,完成各模块的分析与测试,实现着舰性能的验证与评估。仿真中,加入舰尾流扰动模型,且舰载无人机初始位置及初始速度方向任意。仿真结果表明,该系统能很好地引导无人机自主着舰,着舰性能符合要求。     

应用光电测试系统研究发动机起动

应用光电测试系统来检测发动机的起动过程,进而可评定发动机的起动品质并进行故障诊断。对自行设计和研制的光电测试系统作了分析,表明该系统能满足发动机起动时测试之要求。应用该系统测出了发动机燃烧室火焰信号的变化曲线,还对该信号进行了分析。应用全套动态参数测试系统,测出了一台单轴小型喷气发动机起动过程的动态曲线,本文只展示了四个参数的变化:发动机转速、燃油流量、涡轮后叶尖温度、燃烧室火焰信号。通过应用该套测试系统,找出了最佳起动方案,对研究发动机起动问题具有实用价值。     

活塞式发动机

活塞发动机也叫往复式发动机,是一种利用一个或者多个活塞将压力转换成旋转动能的发动机。活塞发动机是热机的一种,靠汽油、柴油等燃料提供动力。活塞航空发动机是为航空器(飞机、直升机、气艇等)提供飞行动力的往复式内燃机,并由它带动螺旋桨产生拉力(推力),其功率用马力表示,其燃料是汽油。装备活塞发动机的飞机也可叫作活塞式飞机。     

无人机气动力地面车载测试系统

介绍了中国航天空气动力技术研究院开发的一种用于测量全尺寸无人机气动力的地面车载测试系统(GTV).车载测试系统采用一辆中型卡车进行相关改造,将试验无人机机身安装在其顶部,通过汽车牵引能够达到40km/h的速度.一套专用的测试天平系统和数据采集系统用于记录试验中无人机产生的升力、阻力以及俯仰力矩等数据.主要介绍测试天平系统的设计,数据采集测试系统,测试方法和试验结果.多元静态原位校准加载结果表明天平测试系统输出信号线性度以及重复性较好.动态校准试验采用一副定常展弦比6的机翼进行,试验结果与已知的风洞试验数据进行了比对.车载测试系统试验结果的升力和俯仰力矩数据不同车次之间重复性较好,并且与风洞试验数据基本一致.但阻力数据的离散度要比风洞试验时大得多,并且试验结果比风洞试验时偏小一些,试验证明地面车载测试系统的阻力测量难度较大.     

FBBM型无线电遥控指令编码器

介绍了一种用于一站多机无人机测控系统的编码器,叙述了该编码器的组成、工作原理及实现方法.该编码器的硬件电路采用以89C52单片机为核心的单片机系统,辅以指令采集电路、状态显示电路和串口通信电路等,将地址码、飞机号、遥控指令、遥调指令等编成相应的帧格式,送到遥控发射机发射出去,从而实现同时对多架无人机的控制.提出了快速直接计算法对三字节序列进行简单快捷的CRC计算,并用PL/M-51语言编写了软件程序.该编码器具有体积小、重量轻、性能优良、形式新颖、成本低廉和使用方便等特点.     

无人机气液压发射原理试验研究

气液压发射起飞是近年来国际上出现的一种先进的无人机发射方式,适用于中小型无人机的发射起飞.原理试验研究为无人机气液压发射技术的应用研究提供试验基础,并为发射装置的工程研制提供设计依据.气液压发射是将气压储能与液压传动相结合以产生作用力,使无人机加速至起飞速度.以滑车为无人机的模拟试验件进行原理试验,并对蓄能器油压、钢丝绳牵引力、滑车速度等参数进行动态测量,试验结果表明,气液压发射原理切实可行,增加充油压力能明显增大发射装置的做功能力.气液压发射原理在工程应用中进一步得到有效验证.     

某型无人机拦阻网回收系统设计

介绍了无人机拦阻网回收系统的组成和工作原理，论述了系统的网体设计、涡轮阻尼器设计以及拦阻过程计算等关键技术问题，并给出某型无人机拦阻回收系统的性能计算结果。本文的研究成果为某型无人机拦阻网回收系统的工程设计提供了理论依据，并已成功应用于某型无人机系统的研制。     

大型无人机双发火箭助推发射技术的研究

与小型无人机单发火箭助推发射系统比较,大型无人机双发火箭助推发射系统设计中存在着一些特殊问题,如火箭助推器的匹配设计,发射装置类型设计,发射参数的选择,纵向力矩平衡问题,以及机－架系统的动载荷问题等。通过对上述问题的分析讨论,为此类无人机发射系统总体方案的确定提供了一些设计原则和选择依据。     

多旋翼无人机飞行控制自动调参技术

目前,多旋翼无人机控制器设计问题中存在着大量的依靠经验的调参工作。为了使调参简单而又可靠,本文基于控制器参数与控制系统性能响应存在的对应关系,提出了自动调参思想。在满足控制器各项性能指标的前提下,利用粒子群算法(Particle swarm optimization,PSO)提炼出优化目标和约束条件。对被控对象进行建模并搭建非线性模型。然后,利用工程实践方法估算出参数范围,并利用粒子群快速优化特点自动寻找在约束条件下符合性能指标的控制器参数。最后,通过Matlab/Simulink对模型进行仿真验证。仿真结果分析表明,PSD可快速准确地对飞行控制进行自动调参。     

小型喷气无人机总体设计参数优化与分析

以小型喷气无人机的总体方案研究为背景,建立了一种计算机辅助喷气无人机总体参数优化与分析程序系统。着重对适用于无人机的分析模块,如气动分析模块和重量分析模块的建立进行了较多的探索和尝试。为检验该优化分析系统的正确性,首先以意大利研制成功的喷气无人机（米拉奇－１００）为算例进行了验算和比较,然后对两种喷气无人机方案进行了总体参数优化计算,并对优化参数进行了敏感性分析。结果表明,所建立的喷气无人机总体设计参数优化与分析程序系统是可行的,所得结果合理、可信,对正在进行的喷气无人机总体方案研究有一定参考价值。     

直升机防除冰系统人工结冰试验

为掌握结冰条件下直升机旋翼、发动机、进气道防除冰系统的性能规律,在不同液态水含量和大气温度下,开展了地面和悬停两种状态直升机人工结冰试验,研究旋翼、发动机、进气道防除冰系统在结冰环境中的相互影响。研究发现:受旋翼旋转影响,右发进气道较左发更容易结冰;发动机低功率状态下,防冰性能较差,状态升高后,防冰性能改善;旋翼结冰导致发动机状态升高,使进气道表面温度较无结冰时仍有上升。同时,旋翼上周期性的"结冰-脱除",导致发动机参数振荡,振荡周期受环境条件影响不大,而振幅与液态水含量近似呈线性关系。     

飞翼无人机机动飞行航迹优化和自生成方法

虚拟机动指令是飞翼无人机机动飞行的基础,是制导回路和控制回路必要的输入。为了生成合理虚拟机动指令,提出了优化基本航路—建立机动数据库—战场信息匹配输出的机动飞行航路生成方法。由于复杂的机动动作可由基本机动动作组合而成,本文以飞翼无人机基本机动飞行动作为优化研究对象,提出了以飞翼无人机控制量变化率为优化参数、航迹片段建立约束条件的无人机机动航路优化方法。其中,机动飞行控制量变化率体现了无人机控制能力的限制;航迹片段约束体现了航迹准确和操作柔和的要求,并对无人机的筋斗、滚桶、盘旋机动进行了优化计算,介绍了机动数据库建立的方法。最后,以机动目标跟踪和有人机追击为设定进行了仿真,结果显示所提方法有效。     

基于特征模型的某型无人机智能PID控制器

无人机的飞行特性在很大程度上取决于其飞行控制律。本文以无人机的姿态控制回路为研究对象,分析了表征该无人机姿态控制特性的特征状态信息。利用特征建模的方法,设计一种基于控制对象特征模型的无人机姿态回路仿人智能P ID控制器,并进行了仿真试验。结果表明,该控制器具有较好的抗干扰和自适应能力,结构简单,针对性强,易于实现。     

全包线内航空发动机参数估计的神经网络实现

介绍一种特殊的前向神经网络——自联想神经网络（Ａｕｔｏａｓｓｏｃｉａｔｉｖｅａｒｔｉｆｉｃｉａｌｎｅｕｒａｌｎｅｔ－ｗｏｒｋｓ,ＡＡＮＮ）,然后将发动机参数在全包线、大范围工况下的变化规律与神经网络的非线性映射能力结合起来,开展了将ＡＡＮＮ应用于发动机全包线、大范围工况下参数估计的仿真研究。本文提出的选取测量矢量加入样本集的ＥＭＰ方法,有效地减少了样本集中样本矢量的数目,简化了网络的训练。用ＥＭＰ方法在全包线内仅用７４６组测量矢量作为样本集,在网络训练好后,任选包线内的一工况点作为算例运行发动机模型,所得各参数的稳态估计及动态估计的平均百分比误差＜０．５％。仿真结果表明,上述的参数估值方法是可行的,为进一步实现对发动机控制系统传感器的状态监视和故障诊断打下了基础。     

高适应性低成本大型无人机导航与控制系统

设计的数字式导航与控制系统沿着高适应性低成本方向,综合考虑了大型高亚声速无人机可靠性和经济性,采用了起飞发射段控制律优化设计、高低空自适应变参技术和高性价比的组合导航策略.在保证飞行品质和降低系统成本的同时,扩宽了大型无人机的使用空域和地域范围.经过仿真试验和实际飞行验证,该系统控制飞机姿态稳定,定高效果好,飞行航迹与规划航路误差很小,系统的各项功能均得到实现,适应了"一个系统,多种平台"、"一种平台,多种用途"的大型无人机发展需要.     

圆排波瓣圆柱混合管的气动特性实验研究

建立了实验装置,对圆排波瓣喷管与８只圆柱混合管相配合,进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外,还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究,得出圆排波瓣圆柱混合管引射混合器的修正流量比温度指数ｎ＝０．４。     

基于网络的无人机实时仿真系统软件

提出一种基于C/S结构的UDP网络便携式无人机半实物实时仿真系统,设计了嵌入式实时仿真软件、仿真控制与显示软件、网络通信软件.在由飞行控制计算机实物、电动舵回路实物和实时仿真设备组成的无人机半实物实时仿真试验环境下,对所设计的仿真系统软件进行全过程实时飞行仿真试验验证.验证结果表明,所设计软件功能正确,性能满足设计指标.     

Gradient Descent Algorithm for Small UAV Parameter Estimation System

A gradient descent algorithm with adjustable parameter for attitude estimation is developed,aiming at the attitude measurement for small unmanned aerial vehicle(UAV)in real-time flight conditions.The accelerometer and magnetometer are introduced to construct an error equation with the gyros,thus the drifting characteristics of gyroscope can be compensated by solving the error equation utilized by the gradient descent algorithm.Performance of the presented algorithm is evaluated using a self-proposed micro-electro-mechanical system(MEMS)based attitude heading reference system which is mounted on a tri-axis turntable.The on-ground,turntable and flight experiments indicate that the estimation attitude has a good accuracy.Also,the presented system is compared with an open-source flight control system which runs extended Kalman filter(EKF),and the results show that the attitude control system using the gradient descent method can estimate the attitudes for UAV effectively.