基于STM32的X型六旋翼飞行器的设计

针对四旋翼飞行器飞行姿态易受外界环境因素干扰、负载能力有限、故障冗余度低等问题,以提高飞行姿态稳定性、增加飞行器负载能力、提升飞行过程中对故障的冗余度为目的,在保证旋翼飞行器优点的同时,设计了一种基于STM32系列微控制器的X型六旋翼无人机。采用陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器来实时获取飞行器当前姿态信息,使用模块化思想对整个飞行控制系统进行整体设计,并采用基于四元数的互补滤波算法和串级PID控制算法来实现飞行器当前姿态解算与控制输出。     

水空两栖无人机飞行模式设计

广阔的海洋十分神秘,海洋生物、能源等资源十分丰富,随着人类对于海洋探索欲望更加强烈,无人机已经无法满足人们的探索要求。而水空两栖无人机正是解决该问题的方法之一。现有的水空两用无人机结构依赖于当前飞行器的设计,不能达到飞行的最佳性能指标;目前国内外都致力于水空两域的最佳结构、外形和飞行姿态的研究。因而,本文设计了一种适用于水空两栖无人机的飞行姿态,结合四旋翼飞行器、二旋翼无人起和倾转旋翼无人机的特征,将飞行和潜行模块进行整合,不仅减小了驱动和执行部件数目,提高了稳定性和可靠性,而且能够适应空中和水中的运行环境,成为跨空间领域探索的一种飞行模式。     

一种新型四旋翼飞行器控制器的设计

针对现有四旋翼无人飞行器控制系统存在鲁棒性差、姿态角度解算精度不高、控制精度低等问题。本文从工程实际出发,设计并实现了一种基于STM32的微型飞行控制器。该控制器采用模块化方法设计,包括主控、惯性测量、执行驱动等模块。设计出一种飞行姿态解算方法,提高了姿态角解算的精度和实时性实现了对四旋翼飞行器起降和飞行的可靠控制     

四旋翼飞行器姿态控制建模与仿真

四旋翼飞行器是典型的欠驱动、非线性、强耦合系统。其姿态控制精度和抗干扰问题一直是研究热点之一。为了实现小型低成本四旋翼飞行器姿态准确控制,详细分析了四旋翼飞行器受力情况,利用牛顿-欧拉方程建立了四旋翼飞行器非线性动力学模型,针对四旋翼飞行器在实际飞行过程中经常会遇到阵风、气流等不确定外界干扰,设计了基于小扰动的PID控制器,并通过对俯仰通道、横滚通道、偏航通道MATLAB/Simulink仿真模型进行仿真测试和结果分析。结果表明:所设计控制算法能够满足四旋翼飞行器姿态控制要求,并具有较好的抗干扰性能。     

基于扩张状态观测器的四旋翼无人机飞行控制系统研究

针对四旋翼飞行器的不确定和非线性控制问题,分析了非线性、强耦合和欠驱动等系统特性,同时基于非线性动态逆方法,进行四旋翼飞行器控制系统姿态和航迹控制研究。通过扩张状态观测器实现了对无人机的强干扰及参数摄动的精度补偿。仿真实验验证了它的有效性。     

基于四元数改进型互补滤波的MEMS姿态解算

针对四旋翼飞行器的姿态解算问题,设计了由STM32、陀螺仪、加速度计等组成的姿态测量单元,采用四元数法对姿态角进行描述,详细分析了姿态解算的过程,建立了系统及传感器模型,并在互补滤波算法的基础上,构造了一种改进型互补滤波器来完成姿态解算。实验测试表明,与传统的卡尔曼滤波算法和互补滤波算法比较,改进型互补滤波算法的数据平滑能力更强,收敛速度更快,有效地实现了飞行器姿态数据的融合,提高飞行器的姿态估计精度,满足了小型四旋翼飞行器姿态控制的要求,增强了系统的鲁棒性与稳定性。同时通过实际飞行实验,验证了算法的可行性。     

四旋翼飞行器双环姿态稳定算法研究

针对四旋翼飞行器飞行姿态解算与控制,对飞行器的姿态进行了融合解算,并对解算所得到的姿态联合双闭环控制系统对飞行器进行了精准的控制,根据四旋翼飞行器的物理建模特性对飞行器姿态进行了详细分析,通过MEMS器件与嵌入式微控制器构建了飞行器原始数据获取与运算的硬件平台。区别于现有的模糊PID控制、经典PID控制等控制算法,本文设计了双闭环的四旋翼飞行器控制系统,这极大精简了其运算量,并在此基础上本文又增加了对原始数据的融合滤波处理,进而使得四旋翼飞行器的飞行姿态控制精度更高,抗扰动能力更强。     

基于微型四旋翼无人机的智能导航系统

为了实现四旋翼无人机的自主飞行,设计了该智能导航控制系统.飞行控制器采用陀螺仪与三轴加速度传感器相结合的方式检测飞行器姿态,通过ATMEGA644芯片分别控制4个电机驱动模块调速来实现飞行姿态的改变.导航系统通过ARM7控制GPS模块与电子罗盘,获取飞行器的实时位置,并利用软件滤波的方式提高了定位精度.设计了上位机控制...     

一种四自由度运动平台及其姿态控制方法

为了减少无人机飞行控制算法调试的困难,需要一种地面试验设备以托举并限制飞行器的运动。为此提出了一种由绳索和丝杠复合驱动的四自由度运动平台,该平台垂直方向的直线运动由电机驱动丝杠提供,三个旋转方向的运动由四个电机拉动绳索驱动。为了实现该平台的位置和姿态控制,建立了该平台的动力学模型。由于平台各方向不同的动力学特性,使用模糊控制器实现的姿态补偿方法提高了系统的跟踪性能。通过仿真实验表明,该系统各方向调节时间小于0.2秒,位置跟踪误差为0,具有响应速度快、抗干扰能力强、定位精度高等优点,可以辅助完成飞行器控制系统的调试工作,具有重要的应用价值。     

基于粒子滤波的无人机航迹预测方法研究

介绍了一种基于粒子滤波的无人机航迹预测的新方法。在对无人机航迹进行分析的基础上,选择了对航迹影响敏感的俯仰角、横滚角、偏航角等姿态角作为研究参数。通过对大量飞行姿态角数据的分析,建立了系统的状态空间方程。最后,运用粒子滤波算法,通过对姿态角的预测间接实现无人机航迹的预测。通过与飞行真实值的比较,验证了基于粒子滤波的航迹预测方法的有效性。     

基于加速度变噪声EKF的无人机姿态融合算法

针对传统无人机姿态解算方法过程复杂、计算量大、动态性能差的缺点,建立无人机姿态模型;采用陀螺仪对加速度计直接进行滤波的方法,设计出新的基于扩展kalman滤波的加速度滤波器;并且考虑到无人机非重力加速度的影响,对常规kalman滤波器进行了变噪声的改进。利用STM32微控制器和MEMS惯性单元搭建硬件平台进行对比实验。结果表明:在168 MHz时钟频率下,一次传感器数据读取和姿态解算总共耗时3.27 ms,数据更新率可达100 Hz。新算法飞行动态误差小于1°,而传统四元数法动态误差为2°左右;变噪声处理后静态瞬时偏差由4°降到1°。说明新算法的抗震效果和解算精度更好,可以为无人机自主飞行提供更准确的姿态信息。     

鸭式布局无人机直接升力控制系统设计

传统固定翼无人机纵向控制系统的耦合度较高,这是由于升力的改变必须通过机体姿态变化得到。本文根据某鸭式布局无人机模型设计了经典直接升力控制律,实现了飞机飞行轨迹和姿态之间的稳态解耦,提高了高度控制通道的动态响应,并且采用副翼同时同向偏转的方式提供了更大的直接升力,获得更快的纵向系统响应。提出了采用显模型跟踪解耦系统设计无人机直接升力控制系统方案,实现纵向位置控制和姿态控制动态解耦,仿真结果表明,本文设计的显模型跟踪解耦系统解耦性能较高,并且对于气动参数摄动具有较强的鲁棒性,位置控制和姿态控制的动态性能良好。     

一种无人机飞控计算机硬件平台的设计实现

在对无人机飞控计算机技术发展应用叙述的基础上,设计了一款基于Zynq平台的应用于小型无人机的飞控计算机硬件平台。该硬件平台采用SOC处理架构,通过在单芯片上集成的双ARM硬核与外围FPGA实现了硬件外设的硬实时处理,极大地减轻了软件负担。对硬件平台的电源设计,气压高度、空速设计,接口设计等硬件单元进行了详细的描述。各项试验结果表明,此种架构的无人机飞控硬件平台集成度更高,尺寸更小,拓展能力极强,各设计单元均能实现预期目标且适用于恶劣的工作环境,对固定翼飞机具有很好的通用性。     

Study on Sealing Characteristics of Sliding Seal Assembly of Aircraft Hydraulic Actuator

The hydraulic actuator, known as the "muscle" of military aircraft, is responsible for flight attitude adjustment, trajectory control, braking turn, landing gear retracting and other actions, which directly affect its flight efficiency and safety. However, the sealing assembly often has the situation of over-aberrant aperture fit clearance or critical over-aberrant clearance, which increases the failure probability and degree of movable seal failure, and directly affects the flight efficiency and safety of military aircraft. In this paper, the simulation model of hydraulic actuator seal combination is established by ANSYS software, and the sealing principle is described. The change curve of contact width and contact pressure of combination seal under the action of high-pressure fluid is drawn. The effects of different oil pressure, fit clearance and other parameters on the sealing performance are analyzed. Finally, the accelerated life test of sliding seal components is carried out on the hydraulic actuator accelerated life test rig, and the surface morphology is compared and analyzed. The research shows that the O-ring is the main sealing element and the role of the check ring is to protect and support the O-ring to prevent damage caused by squeezing into the fit clearance, so the check ring bears a large load and is prone to shear failure. Excessive fit clearance is the main factor affecting the damage of the check ring, and the damage parts are mainly concentrated at the edge of the sealing surface. This paper provides a theoretical basis for the design of hydraulic actuator and the improvement of sealing performance.     

基于STM32的多旋翼送餐飞行器研究

针对传统餐饮业中送餐方式的单一化、机械化等问题,以STM32F427微处理器为核心,设计并实现了以多旋翼飞行器为平台的智能餐饮配送系统.为提高送餐过程的安全性与可靠性,飞行器的稳定飞行是最基本的条件与保障.采用基于MEMS传感器的航姿参考系统(AHRS)进行飞行器姿态的测量,采用四元数坐标换算,将陀螺仪、加速度计和磁罗盘三者数据进行融合,并用互补滤波算法对姿态数据进行修正.实际测试结果表明,该飞行控制系统精度较好,能够满足送餐过程中对安全性与可靠性的要求.     

基于变结构ESKF的航姿参考系统噪声处理方法

针对航姿参考系统（AHRS）易受到环境与传感器自身噪声干扰,导致姿态估计精度下降的问题,提出了一种基于变结构误差状态卡尔曼滤波（VS-ESKF）的噪声数据处理方法。首先,通过分析AHRS传感器观测数据与新息序列统计特征,设计了基于加速度范数与遗忘序贯概率比检验（F-SPRT）的方法,分别检测加速度计与陀螺仪的噪声数据。其次,基于噪声检测结果,将平滑变结构滤波(SVSF）策略引入到误差状态卡尔曼滤波（ESKF）,以提高ESKF对噪声模型不确定性的处理能力。然后,结合磁场强度与磁倾角参数特征,利用马氏距离法评估磁干扰并实时调整磁力计补偿权重,获取准确的AHRS修正数据。最后,基于自主搭建独轮机器人平台进行实验验证,结果表明所设计的VS-ESKF算法可以及时、准确地检测AHRS噪声数据,并有效地抑制噪声干扰,相比于ESKF算法,对横滚角、俯仰角和偏航角的估计精度分别提升了31.05%、32.32%和40.07%,提高了姿态估计的准确性和稳定性。     

航天电磁继电器簧片系统振动特性分析方法的探讨

航天继电器的抗振性是衡量其产品性能和可靠性的重要指标，簧片系统是航天电磁继电器的关键部件。文章通过分析航天电磁继电器簧片系统结构，建立了簧片系统振动特性分析数学模型；根据振动力学分析理论，给出了求解簧片系统振动响应的解析表达式；以某型号航天电磁继电器簧片系统为例，计算并分析了其振动特性，得出了若干对航天继电器设计具有一定指导作用的结论。