折叠尾翼展开水动力载荷与展开规律分析

本文以ANSYS FLOTRAN为工具,对某水下航行体折叠尾翼展开过程中的外流场进行数值仿真计算,获得不同时刻尾部流体载荷分布。利用载荷仿真结果对尾翼的展开特性进行了计算分析并在拖曳进行了试验测量。与试验结果对比,数值分析与试验测量的尾翼展开结果基本一致。     

无人机复合材料尾翼结构的优化设计

建立了无人机复合材料尾翼结构的分析和优化模型,在结构初始尺寸的基础上,首先以复合材料失效因子和金属结构许用应力为约束,开展了以结构质量最小为目标,以各部件厚度为设计变量的优化设计。在尺寸优化结果的基础上,采用等效弯曲刚度法优化得到了层合板的最优铺层顺序。优化结果表明:优化后尾翼的结构质量明显降低,静力计算结果满足设计要求。     

筒式发射折叠微型多旋翼无人机设计

为了解决多旋翼在狭小筒内存放和发射飞行,借鉴炮射无人机原理进行优化和改造。通过机构及电路设计解决无人机的折叠机构和收纳装置,在质量增加不多的情况下,实现折叠和收纳无人机,并可以快捷释放,具有快速布署能力。实验验证了微型多旋翼无人机桶内折叠及展开FPV飞行,载荷的模块化设计变化及投送,同时进行多机的结构设计,对协同、集群飞行和低载荷、高机动的军事无人机具有一定的现实意义。     

旋翼无人机折叠桨桨毂随机振动疲劳分析

旋翼无人机折叠桨桨毂是折叠桨和电机连接的重要结构,电机螺旋桨产生的随机振动是桨毂结构失效的主要原因。为了对桨毂进行振动疲劳分析,采用有限元分析软件对桨毂结构进行了模态分析和随机振动分析,结合仿真结果对桨毂结构进行优化改进。对改进前后的桨毂结构进行疲劳寿命计算及飞行试验,验证设计方法的可靠性。该设计方法可以推广应用到各类旋翼无人机产品中连接件的设计。     

折叠机翼无人机的发展现状和关键技术研究

调查了近年折叠机翼技术在无人机上的应用和发展情况,对折叠机翼技术在舰载无人机、炮射无人机、潜射无人机和变体无人机方面的应用进行了分类研究,归纳出折叠机翼无人机多样化、智能化的发展特点.讨论了折叠机翼无人机的设计、制造和操纵控制等关键技术,在此基础上分析了折叠机翼无人机技术的应用前景和发展趋势.     

车载折叠机构设计与有限元仿真分析

文中在充分考虑人机工程学的基础上设计了一种特种车辆所用的车载折叠机构。以第50百分位操作人员为例,对车内作业空间进行布局规划,综合水平、垂直作业区域设计设备用折叠机构,并对机构铰接点进行运动学分析,仿真各点运动轨迹,以保证操作人员的舒适性与安全性。同时,对折叠机构关键件的运动速度进行分析,结合分析数据对其进行有限元仿真,以保证设计满足工程需求。     

多功能折叠自行车的设计

折叠自行车作为短途代步和健身休闲工具具有其他交通工具不可替代的作用,为弥补现有折叠自行车功能单一的缺陷,设计了一种集自行车、轮椅、推车于一体的新型多功能折叠自行车。阐述了该新型折叠自行车的各关键构件的结构设计以及主要结构尺寸,如前后叉倾角、车架横梁总长、鞍座高度、脚蹬高度、车把高度等参数的选取。     

大学生方程式赛车尾翼减阻系统的设计与测试

尾翼减阻系统(DRS)是针对现代汽车最新开发的一款提升车辆行驶稳定性的装置,该装置具有提升汽车弯道操控性和直道极速能力的优势。根据FSAE赛事中赛车弯道行驶时的临界状态,结合CAE软件进行仿真,设计了1款适应FSC中国大学生方程式汽车大赛的尾翼DRS系统,并对其车载性能进行测试。     

多功能折叠链式输送机的设计分析

详细介绍了一种可折叠链式物料输送机的结构、性能特点和工作原理。该装置设计思路新颖、独特,具有良好的机动性与灵活性,既可人工驱动,也可电力驱动、特别适用于野外无动力的场所使用。     

氢原子钟的设计改进与性能

氢原子钟是至今为止除极短时间测量间隔之外最稳定的频率标准,由于环境温度的变化及谐振腔老化而引起谐振腔频率的变化,导致氢原子钟长期性能降低.为了减小这些影响需借助一种自动调谐器来确保谐振腔的频率始终工作在所需的频率上,改善氢原子钟的长期性能,日稳定度可达到1.0×10-14.这篇文章描述了上海天文台研制的氢原子钟的技术改造与性能.     

某小型无人机螺旋桨静强度分析

螺旋桨作为无人机上的重要承载部件,性能直接影响无人机的安全.为研究桌小型无入机螺旋桨使用时的安全性,提出了一种简化的螺旋桨载荷分析方法,应用ANSYS分析软件对螺旋桨进行数值模拟,得到了螺旋桨叶的应力和应变响应.计算结果表明某小型无人机的桨叶静强度满足设计要求.     

无人机光电侦测平台目标定位误差分析

针对无人机光电侦测平台在目标定位过程中测量误差因素繁多、分析困难等问题,提出了一种基于多因素分析的误差建模与分析方法.在系统总体结构的基础上,根据目标从空间直角坐标系到光电传感器坐标系的映射关系,建立目标定位模型,以载机位置、姿态误差以及光电侦测平台转角、测距误差等9项因数为变量,推导出目标定位误差计算公式.采用飞行实验数据验证了该误差计算方法的有效性,并通过仿真实验分析了载机位置、姿态角误差、光电传感器方位角、高低角误差以及激光测距误差对目标定位精度的影响,同时指出实际应用中无人机测量点位置与目标定位精度的关系,载机高度越低、视轴指向角越大,目标定位精度越高.     

无人机机载侦察视频的高效视频码率控制

提出了一种基于缓冲区状态及梯度算子的低延时高效视频码(HEVC)率控制方法,以解决现有的码率控制算法在无人机机载侦察系统中因比特分配不当引起的视频质量较差的问题。首先,利用剩余比特及缓冲区状态预分配帧层目标比特;然后,以视频中每帧各最大编码单元(LCU)的时空复杂度作为权重,预分配各LCU的目标比特;最后,通过R-λ模型获得目标比特下的编码参数,实现视频压缩编码,并完成模型参数更新。实验结果表明:在8 Mbps的带宽下,提出的算法使码率控制误差缩小到HM16.0的2/5,视频中图像质量波动范围降低到HM16.0的1/4以内。提出的方法有效抑制了帧间比特消耗波动,使得缓冲区占用量能在小范围内平稳波动,图像主观质量也得到了改善,更好地满足了机载侦察系统低延时的应用需求。     

多尺度互交叉注意力改进的单无人机对地伪装目标检测定位方法

为了提升无人机对地伪装目标探测能力,本文提出了多尺度互交叉注意力改进的单机对地目标检测定位方法。 首先, 设计了一种多尺度互交叉注意力模块,在原始多尺度金字塔基础上,进行互交叉注意力增强,提升对伪装目标的边界区分能力; 其次,搭建了开源无人机目标检测定位系统,通过融合无人机载定位模块、惯导传感器和光电吊舱等数据,在获取目标图像位置 后对其空间位置进行解算;最后,自行构建了丛林伪装数据集进行了相关实验验证。 实验结果表明,该方法在典型伪装场景下 对地目标平均检测精度(mAP)为 70. 2% ,相较于改进前提升 5. 7% ,且能有效输出目标与无人机(UAV)的方位距离,算法平均 运行效率可达 29. 4 fps,满足 UAV 对地目标检测定位的实时性需求。     

水下机器人锁紧释放技术综述

叙述了锁紧释放系统在水下机器人上的应用,说明了锁紧释放装置是控制水下机器人作业的重要手段.分析了天津大学研制的水下机器人解锁释放搭载体和设备、半埋雷打捞装置夹紧爪和美国某型号武器水下发射装置完成预定任务的工作原理和结构特点.归纳总结了水下大型构件锁紧释放系统设计中应着重考虑的问题.讨论了动力源形式的选择和力(矩)裕度分析、支撑与紧固点的选择、锁紧与释放形式的选择和实现、密封技术等四项锁紧释放机构的关键技术.     

Quaternion-based nonlinear trajectory tracking control of a quadrotor unmanned aerial vehicle

At present, most controllers of quadrotor unmanned aerial vehicles(UAVs) use Euler angles to express attitude. These controllers suffer a singularity problem when the pitch angle is near 90°C, which limits the maneuverability of the UAV. To overcome this problem, based on the quaternion attitude representation, a 6 degree of freedom(DOF) nonlinear controller of a quadrotor UAV is designed using the trajectory linearization control(TLC) method. The overall controller contains a position sub-controller and an attitude sub-controller. The two controllers regulate the translational and rotational motion of the UAV, respectively. The controller is improved by using the commanded value instead of the nominal value as the input of the inner control loop. The performance of controller is tested by simulation before and after the improvement, the results show that the improved controller is better. The proposed controller is also tested via numerical simulation and real flights and is compared with the traditional controller based on Euler angles. The test results confirm the feasibility and the robustness of the proposed nonlinear controller. The proposed controller can successfully solve the singularity problem that usually occurs in the current attitude control of UAV and it is easy to be realized.     

自主式无人机实施精确攻击的飞行仿真

在机动指令生成器的基础上建立了自主式无人机攻击运动仿真模型.该模型简单实用,能够模拟对地精确打击过程中自主式无人机的运动;能够反映对地攻击任务特点,体现飞机飞行性能、品质等动力学特性对任务的影响.仿真结果验证了该模型的合理性和可行性.该模型能够满足无人机综合设计过程中仿真自主式无人机攻击运动的要求.     

Wind tunnel test of an unmanned aerial vehicle (UAV)

A low speed wind tunnel test was conducted for full-scale model of an unmanned aerial vehicle (UAV) in Korea Aerospace Research Institute (KARI) Low Speed Wind Tunnel (LSWT). The purpose of the presented paper is to illustrate the general aerodynamic and performance characteristics of the UAV that was designed and fabricated in KARI. Since the testing conditions were represented minor portions of the load-range of the external balance system, the repeatability tests were performed at various model configurations to confirm the reliability of measurements. Variations of drag-polar by adding model components such as tails, landing gear and test boom are shown, and longitudinal and lateral aerodynamic characteristics after changing control surfaces such as aileron, flap, elevator and rudder are also presented. To explore aerodynamic characteristics of an UAV with model components build-up and control surface deflections, lift curve slope, pitching moment variation with lift coefficients and drag-polar are examined. The discussed results might be useful to understand the general aerodynamic characteristics and drag pattern for the given UAV configuration.     

Adaptive compensation control for attitude adjustment of quad-rotor unmanned aerial vehicle

A compensation control strategy based on adaptive back-stepping technique is presented to address the problem of attitude adjustment for a quad-rotor unmanned aerial vehicle (QR- UAV) with inertia parameter uncertainties, the limited airflow disturbance and the partial loss of rotation speed effectiveness. In the design process of control system, adaptive estimation technique is introduced into the closed loop system in order to compensate the lumped disturbance term. More specifically, the designed controller utilizes “prescribed performance bounds” method, and therefore guarantees the transient performance of tracking errors, even in the presence of the lumped disturbance. Adaptive compensation algorithms under the proposed closed loop system structure are derived in the sense of Lyapunov stability analysis such that the attitude tracking error converge to a small neighborhood of equilibrium point. Finally, the simulation results demonstrate the effectiveness of the proposed controller.     

气动干扰下的Hex-Rotor无人飞行器控制器及其飞行实验

分析了气流扰动、翼间干扰等因素对飞行中的无人飞行器的控制精度和效果产生的影响,并给出了相应的解决方法。建立了Hex-Rotor飞行器的动力学模型,分析了升力因子不确定性导致飞行器控制效果下降的影响因素。设计了反演滑模控制器来控制飞行器的空间六自由度运动,同时考虑升力因子的不确定性采用超螺旋非线性观测器观测各个旋翼的升力因子来克服气动干扰的影响。通过原型机验证了提出的方法,结果显示:Hex-Rotor飞行器在气动干扰较大的外部环境中飞行时,水平位移跟踪误差不超过±4.5m,高度误差不超过±2.5m,姿态角度误差保持在±2°内,较大地增强了飞行器的抗扰能力。结果表明:采用本文的方法可以有效地估计各个旋翼的升力因子,从而提高Hex-Rotor飞行器的控制精度和效果。