四旋翼无人机的自适应容错控制

针对四旋翼无人机执行机构部分失效故障和传感器偏差问题,为了可靠,安全、稳定的飞行,采用自适应容错控制策略.当无人机飞行时,利用二阶卡尔曼滤波器在线快速估计状态、检测执行器故障和传感器偏差,当执行器故障检测和诊断出来后,将故障因子视为自适应因子,用来调节自适应容错控制器的参数,使故障影响变小,同时估计传感器的偏差,如有偏差,则将偏差部分补偿给输出信号.在Matlab实验平台上对所提方法的可行性和有效性进行仿真验证,结果表明四旋翼无人机执行机构在发生部分失效故障和传感器偏差时,采用自适应容错控制策略,输出信号能够快速跟踪参考输入信号,实现了对四旋翼无人机的容错控制.     

共轴刚性旋翼直升机旋翼控制相位角问题分析

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。     

多旋翼无人飞行器必要建模因素

近年来多旋翼无人飞行器(UAV)成为了小型无人飞行器发展的热门领域,而学界对于多旋翼飞行器飞行力学建模与飞行力学特性分析的研究还相对较少。针对相关研究需求,基于传统旋翼模型,建立了适用于多旋翼无人飞行器的飞行力学模型,并利用此模型对多旋翼无人飞行器悬停模态特性进行了初步分析,结果显示多旋翼飞行器模态稳定性明显弱于传统直升机,且横向Phugoid模态取代了荷兰滚模态。随后利用弱耦合系统理论与纵向模态简化模型,对多旋翼建模过程中的旋翼旋转自由度(DOF)动态特性、入流模型和旋翼气动力矩的建模必要性进行了研究。分析表明,旋翼旋转自由度的动态特性在飞控增稳条件下对全机特性有着重要影响,入流分布对刚性旋翼的俯仰、滚转气动力矩有着决定性作用,而旋翼气动力矩是决定多旋翼悬停模态的重要因素,这三者在多旋翼建模分析中不能忽略。     

共轴刚性旋翼的悬停气动性能和流场干扰

建立了一种基于RANS (雷诺平均Navier Stokes)方程的共轴刚性旋翼悬停流场数值模拟方法。使用旋翼亚声速和跨声速悬停实验结果,验证了该方法的准确性。对刚性旋翼XH 59A流场模拟表明:气动特性与飞行实验结果比较吻合,共轴旋翼特性优于同实度单旋翼,具备更高的悬停效率。对比半实度单旋翼气动性能,受下旋翼对流动的抽吸影响,上旋翼性能略有下降;下旋翼性能下降更甚,主要是因为处于上旋翼下洗流中,其有效迎角减小。数值方法获得该旋翼最高悬停效率为67%,总距角为14°,14°。对比研究表明,共轴刚性旋翼较常规共轴旋翼极间距小,悬停性能更高。      

旋翼近水面效应影响因素

旋翼在近水面高速旋转产生的水气交混流场会引发近水面效应,为了解近水面效应对飞行器介质跨越造成的潜在风险,通过近水面与地面实验详细对比了不同直径的碳纤维旋翼桨叶在无地效、地面效应与近水面效应工况下的气动特性。研究分析了旋翼近水面效应关键影响因素,指出了旋翼在近水面工作时拉力、扭矩与功率剧烈变化的原因,初步认识了液滴对于旋翼的作用,揭示了近水面效应影响规律：对于直径0.56 m桨叶,在高油门、低水面距离工况下,近水面效应具有非线性增升、增阻、转速降低、需用功率增大的效果;低油门、高水面距离工况下具有增升、减阻的效果;同时近水面效应又受旋翼直径、桨叶类型、转速影响。对于直径0.25 m桨叶,在不同工况下近水面效应都具有增升、减阻的效果。     

基于格子玻尔兹曼方法的旋翼三维气动力学分析

提出运用格子波尔兹曼方法（Lattice Boltzmann Method, LBM）分析微型旋翼 的气动特性。以APC11x47 型螺旋翼为分析对象, 实物的结构信息通过三维激光扫描和 逆向工程的方法输入计算机, 使用基于LBM 的软件计算其不同转速下的螺旋翼产生的 升力,最后得到其升力系数。     

基于ORB的交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统

为了使交叉双旋翼无人直升机在全球定位系统（Global positioning system, GPS）信号不稳定的情况下实现对目标的视觉跟踪,设计了一种交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统。首先,设计了一种视觉模块,对跟踪目标进行图像处理,利用基于方向性快速的特征点检测和旋转BRIEF(Oriented FAST and rotated BRIEF,ORB)描述子特征匹配和矩形检测,获取跟踪目标的中心点像素坐标,通过相机模型和旋转矩阵解算出跟踪目标的中心点实际位置。然后,设计了一种跟踪控制模块,采用串级比例积分微分（Proportional-integral-derivative,PID）加前馈的控制结构,为了限制极限位置和最大加速度,位置控制中采用平方根控制器,姿态控制中设计了一种交叉双旋翼姿态控制机构。之后,通过飞控地面站搭建仿真环境,对添加视觉模块的飞行控制系统进行仿真验证,结果表明,无人直升机可以很好地跟踪到视觉模块输出的期望位置。最后,进行实验验证,在设定最大飞行速度为1 m/s的条件下,姿态角最大为8°左右,位置与期望位置之间的误差最大为0.08 m,可以实现交叉双旋翼无...     

消失球方法及其对旋翼厚度噪声的分析研究

对旋翼厚度噪声及其数值模拟方法进行了讨论,着重解决了以下两个问题：（1）通过理论和数值分析,讨论了使用消失球公式计算旋翼旋转噪声时计算结果的有效性;（2）通过计算机模拟,深入分析了旋翼厚度噪声的特征。