第二十四届（2008）全国直升机年会论文
黑鹰直升机飞控系统及仿真
郑文东陈仁良
（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016）
摘要：黑鹰（UH-60）直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安
装角随飞行速度的变化等设计有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价
值。本文全面介绍了黑鹰直升机的飞行控制系统的组成、控制流程及功能，并应用simulink
对增稳系统进行了仿真实验。
关键词：直升机；飞行控制；稳定增稳；非线性；仿真
1 引言
由于直升机存在各个运动部件的气动耦合、惯性耦合、结构耦合及运动耦合，其操纵性、稳定性和机动性就变得很差。任何受扰运动都会使直升机显出极不稳定的特性，比如悬停和小速度时受扰运动的悬停振荡模态和前飞时受扰运动的纵向沉浮振荡模态都表明无飞控系统改善的直升机的操纵是很复杂的。因此，直升机必须加装飞控系统来改善其特性，改善直升机的操稳性能，减少各个运动部件的耦合，从而减轻驾驶工作负荷。黑鹰直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安装角随飞行速度的变化等设计有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价值。本文对黑鹰直升机飞控系统进行分析，并对小速度下的运动模态进行了simulink下的仿真。
2 黑鹰直升机飞控系统模型的组成
直升机模型的运动模态包括姿态运动和轨迹运动。一般意义上，飞控系统功能便是部分或全部完成姿态与轨迹控制，并且改善飞行品质。本文以黑鹰直升机飞控系统为例进行分析，该直升机除具有上述功能外，在设计上还有其自身的三个特点。偏差作动器作动器作为飞控系统中单独一个通道被分离出来便是其中的第一个特点，它的主要功能是解决黑鹰直升机前飞速度80knot至180knot下速度对迎角的静不稳定特性，低于80knot由水平安定面解决；第二个特点就是水平安定面随动设计，直升机速度低于80knot时，水平安定面与速度、俯仰角和总距等参数随动。除此之外，水平安定面在小速度爬升、巡航和自转下滑等运动下对迎角起到优化调节的作用，在自转下滑时平尾迎角为-6度，水平悬停下的平尾迎角为34度；第三个特点是混合器的设计，其功能是通过纯机械操纵进行解耦。下面就从组成黑鹰直升机飞控系统的各个部分进行介绍和分析。
图1给出了黑鹰直升机飞控系统结构示意图，包括内回路、外回路、偏差作动器和
混合器等主要部分。内回路主要针对稳定增稳系统的姿态控制；外回路主要针对包括高度、速度和航向等在内的航迹控制。内外回路和偏差作动器通过相应的比例缩放进入各自通道的伺服作动器与直升机配平量和驾驶员对驾驶杆的杆操纵量经过比例放大后一起进入混合器。混合器将各个解耦通道过来的总距、纵横向周期变距和尾浆总距信号通过伺服作动器输出到黑鹰倾斜盘的模型，控制各个活动翼面的响应。
图1飞控系统结构示意图
稳定增稳系统（SAS）
该系统包括俯仰、滚转和偏航三个通道。以俯仰通道为例对其结构进行分析，来自传感器的角速率信号经滤波后，一路进入时间常数为0.023秒的惯性放大环节，另一路进入截至频率为0.5rad/s的滤波器，以抑制俯仰角速率的急剧动作引起的扰动。两路合并后通过洗出电路，洗出低频俯仰角信号，以便不影响串联作动器在限幅范围内正常工作，该洗出电路的时间常数为7秒。对于输入信号，由于实际精确测量桨盘迎角比较困难，一般情况下，直升机的航迹角较小，可通过测量姿态角间接反映桨盘迎角。所以，在增稳系统中，姿态角信号可通过对角速度陀螺输出信号积分或滞后一个相位角的伪积分来获得。图2给出了俯仰通道数字增稳系统模型，响应的滚转通道与偏航通道的稳定增稳系统类似与俯仰通道的建立过程，详细建模参考文献[1]。
偏差作动器
该部分是由包括舵机在内的多部件组成的一个伺服回路，是俯仰姿角、俯仰角速率和前飞速度三个参数的函数。偏差作动器的主要功能是改善直升机在80knot至180knot 时纵向速度对迎角的静不稳定性。图3给出偏差作动器的结构图。
偏差作动器框图各参数如下：
限幅1上下限为20
±；限幅3上限为10，下限为0 ；
±；限幅2上下限为34.5
限幅4上下限为3±；限幅5上下限为0.15
±。
飞行轨迹稳定器
图2 俯仰通道增稳系统结构图
图3 偏差作动器的结构图
这一部分是包括俯仰、滚转和偏航通道在内的飞行轨迹稳定控制器，在功能上也协调转弯控制。对于轨迹中涉及到的诸如飞行速度、高度保持和航向保持由一个反馈作动器来调节，其参数在输出到作动器后为防止超调，需要有限幅等措施。该系统在配平作动器前设有逻辑开关，由前飞速度、滚转角度和配平等参数决定开关的闭合，其逻辑开关接通需满足以下条件：前飞速度60knot
φ≥度、配平开关释放。图4
V x≥、滚转角2
为俯仰通道的结构图：
图4 俯仰通道飞行轨迹稳定结构图
混合器
该系统在功能上主要是通过纯机械控制对总距、纵横向周期变距和尾浆总距解耦。将各个通道对总距、纵横向周期变距和尾浆总距的控制输入通过伺服器操纵旋翼和尾浆进行解耦。各个通道的输出信号即混合器的输入信号由以下几部分组成：稳定增稳系统输出对变距产生的补偿量、偏差作动器输出对变距产生的补偿量、直升机配平量和驾驶
杆输入量对变距产生的补偿量。图5为纵向周期变距结构图：
图5 纵向周期变距混合器结构图
水平安定面安装角的控制
水平安定面安装在黑鹰直升机尾部，其迎角在－8度至39度可变。在航速低于80knot 下与空速、总距位置、俯仰角速率和横向加速度随动。其主要功能一方面是消除低速时由于下洗流对平尾的冲击导致直升机产生俯过大的仰角；另一方面是对爬升、巡航和自转下滑时的俯仰姿态进行优化。图6为其结构图：
图6 水平安定面安装角的控制结构图
3 仿真
通过上述对黑鹰直升机飞控系统的分析，结合直升机气动模型建立仿真系统进行仿真。在直升机气动模型的选择上，本文选择连续时变6自由度的黑鹰直升机线化模型，以其飞控系统的俯仰和偏航增稳通道为例进行simulink 下的仿真。黑鹰直升机线化模型以状态方程的形式描述如下：
)()()(.
t BU t AX t X +=
)
()()(t DU t CX t Y +=
状态变量T
X u ?θψ= v w p q r
u v w 代表纵向、横向和垂向速度，p q r 代表滚转、俯仰和偏航角速度，?θψ
代表姿态角。 U(t)= 输入量δδδδ c a e r 为总距、横向周期变距、纵向周期变距和航向尾桨总距操纵 变化量，输出为四个反馈偏差量
A B θθ 11o r
分别表示横向周期变距、纵向周期变距、总距和尾浆变距量，属多
输入多输出系统。
直升机在时速20knot 下的状态阵分别是：
A=
-0.0104-0.02240.0374 2.828
-0.1883-0.115100.2282-9.746
0.0181-0.05820.0069-0.0021-370-0.228200.
9961
-0.146-0.0255-0.3834370.3402-0.39.746-0.996100.00110.01120.0034-0.891
0.2894-0.02970000.0233-0.03960.0175-1.73-3.6040.0443000-0.00560.0086-0.0037-0.7563-0.2857-0.36620000001-0.102200000000 1.005200000
0000100
??
?
? ?
? ? ?
? ? ? ? ?
? ? ??
?
B ＝
0.97070.0329-1.582
0.91430.0620.95420.0499-1.338
-7.3770.0453-1.037 1.074
0.0273-0.00380.3516-0.0064-0.0308 1.3390.0492-0.77590.06
0.027-0.00910.5550000
0000
000??
?
? ?
?
? ?
?
?
?
? ?
?
?
??
?
C ＝0.9707
0.0329-1.582
0.91430.0620.95420.0499-1.338
-7.3770.0453-1.037 1.074
0.0273-0.0038
0.3516-0.0064-0.0308 1.3390.0492-0.77590.06
0.027-0.00910.5550000
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??
?
D 为零阵
本文以黑鹰直升机时速20knot 模态为例进行仿真，其增稳系统俯仰通道脉冲响应动特性曲线如图7所示：
图7 俯仰通道增稳脉冲响应曲线
T
δδδδ????
c a e r T
Y A B θθ=????
11o r
4 结论
从响应曲线图可以看出，飞控增稳系统各个通道都能够在在较短的时间内进入稳态边界，从而满足系统动特性响应的要求。由于许多实际系统都存在时滞、干扰和各种非线性环节，应用simulink图形化建立增稳系统模型比数学建模简单，建立实际的仿真系统更简单、高效和实用。
参考文献
[1] NASA Report 166309 UH-60A Black Hawk Engineering Simulation Program
[2] 杨一栋《直升机飞行控制》，国防工业出版社2007.2
[3] 陈仁良《直升机飞行动力学数学建模及机动性研究》，博士学位论文1998
[4] K.Hilbert, NASA technical memorandum85890, “A mathematical model of the UH-60 helicopter”, April 1984.
[5] Wayne Johnson,《Helicopter Theory》,Princeton University Press, 1980
[6] European Patent EP0003947 PITCH BIAS ACTUATOR SYSTEM FOR HELICOPTER LONGITUDINAL CYCLIC PITCH
Design of Helicopter Control system Based on Simulink
Zheng Wendong Chen renliang
(National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics.NUAA.Nanjing 210016)
Abstract:As a tactics helicopter , HAWK flight control system has some characters such as
mixer(mechanical control system),pitch bias actuator and stabilator control .This can give a
reference to design flight control system in our country. In this paper ,overall the parts of HAWK
flight control system were introduced. .Finally, the control system using Simulink was examined
through simulation .
Keywords: Helicopter ; Flight control ;Stability augmentation ; Nonlinearity ；Simulation
直升机飞控系统自驾功能故障分析 “自驾”功能是直升机飞控系统的基本工作方式，可以改善直升机的飞行品质进而减轻飞行员的操纵负荷。“自驾”功能的实现主要依靠飞控操纵台功能请求和计算机的软件逻辑来共同完成。首先飞控操纵台软件要采集“自驾”功能按键状态，并将状态请求结果通过429数字总线转发给飞控计算机，系统应用软件再经过功能接通/断开的逻辑判断，决定“自驾”功能的接通或断开，最终将状态信息反馈给操纵台，操纵台点亮“自驾”模态指示灯。 标签：直升机;飞控系统;自驾功能;故障分析 引言 早期的直升机由于执行任务比较简单，性能要求也比较低，直升机不稳定运动模态的发散周期比较长，驾驶员可以对这种不稳定的发散模态进行不断的人工修正。随着直升机性能不断提高，以及执行的任务越来越复杂，尤其是武装直升机，不仅要执行反潜、对地攻击、对空射击等任务，而且要完成超低空贴地飞行，进行地形跟随与地形回避机动，抵御阵风扰动等操纵，再加上直升机固有的不稳定性，仅仅依靠人工操纵已十分困难。因此，与定翼机相比，直升机更需要增稳系统、控制增稳系统或自动飞行控制系统。 1飞控操纵台功能及结构 飞行控制操纵台采用同构型双余度结构。每个通道硬件配置完全相同，采用通道内自监控为主、通道交叉监控为辅的双通道热备份工作方式。具有故障隔离、故障申报、通道自动切换等功能。产品通过ARINC429总线与飞控计算机进行交联。综合处理板A和综合处理板B分别完成飞控系统功能按键、旋转编码开关等操作指令采集后，向飞控计算机发送飞控系统操作请求，得到飞控计算机反馈信息后，经综合处理板进行数据比较监控、表决后向显示控制单元输出点灯信号，同时将接收到的飞控计算机故障信息、舵面位移、给定数据反馈等信息通过RS422总线发送至显示控制单元液晶显示屏。 1.1故障现象 2017年，有机组反映某架直升机在平飞状态下，2分钟内三次出现飞控操纵台上无线电高度保持功能指示灯自动点亮现象，每次按压按键后指示灯均会熄灭。返航后地面滑行时，断开飞控系统各功能后又出现无高保持功能指示灯自动点亮现象。将该飞控操纵台返回厂家按国军标要求做常温和高、低温条件下工作能力测试后故障未复现。继续进行振动条件下工作能力测试，故障复现，确认为飞控操纵台故障。 1.2故障分析
信号与系统的MATLAB 仿真 一、信号生成与运算的实现 1.1 实现)3(sin )()(π±== =t t t t S t f a )(sin )sin()sin(sin )()(t c t t t t t t t S t f a '=' '== ==πππ π ππ m11.m t=-3*pi:0.01*pi:3*pi; % 定义时间范围向量t f=sinc(t/pi); % 计算Sa(t)函数 plot(t,f); % 绘制Sa(t)的波形 运行结果： 1.2 实现)10() sin()(sin )(±== =t t t t c t f ππ m12.m t=-10:0.01:10; % 定义时间范围向量t f=sinc(t); % 计算sinc(t)函数 plot(t,f); % 绘制sinc(t)的波形 运行结果： 1.3 信号相加：t t t f ππ20cos 18cos )(+= m13.m syms t; % 定义符号变量t f=cos(18*pi*t)+cos(20*pi*t); % 计算符号函数f(t)=cos(18*pi*t)+cos(20*pi*t) ezplot(f,[0 pi]); % 绘制f(t)的波形 运行结果：
1.4 信号的调制：t t t f ππ50cos )4sin 22()(+= m14.m syms t; % 定义符号变量t f=(2+2*sin(4*pi*t))*cos(50*pi*t) % 计算符号函数f(t)=(2+2*sin(4*pi*t))*cos(50*pi*t) ezplot(f,[0 pi]); % 绘制f(t)的波形 运行结果： 1.5 信号相乘：)20cos()(sin )(t t c t f π?= m15.m t=-5:0.01:5; % 定义时间范围向量 f=sinc(t).*cos(20*pi*t); % 计算函数f(t)=sinc(t)*cos(20*pi*t) plot(t,f); % 绘制f(t)的波形 title('sinc(t)*cos(20*pi*t)'); % 加注波形标题 运行结果：
第二十八届<2018）全国直升机年会论文 风扇翼无人飞行器飞控系统设计与仿真 杜思亮唐正飞 (南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016> 摘要:本文介绍了基于Atmega2560硬件的风扇翼无人飞行器自主飞行控制系统的设计及仿真。飞控计算 机采集各传感器数据得到飞行器当前飞行姿态、空间位置以及相应的监控信息,控制模块依此监控信息 按照给定策略计算并发出控制信号,实现该无人飞行器的自主飞行控制。本文首先说明了飞控系统的硬 件实现和软件架构；其次，给出了该飞控的控制算法和航路点导航方式；最后基于该飞控系统进行了半 实物仿真实验，以验证该飞控系统能否有效地控制该无人飞行器自主导航飞行。 关键词: 风扇翼；飞行控制；PID；半实物仿真 1 引言 风扇翼飞行器[1]具有低噪声、高稳定性、不失速、良好的低速特性、升力特性、短距起降和大载荷等能力，将对我国发展短距起降和大载荷舰载飞行器等提供新的思路。那么，具有自主飞行能力的风扇翼无人飞行器，将对风扇翼飞行器的实用化提供大量的参考数据。由于风扇翼飞行器固有的飞行特性，即其既有固定翼飞机各舵面的动作方式，又具有直升机加油门前飞增升增仰角等特点。其风扇翼旋转的转速控制与飞行器升力的大小和方向存在着耦合<油门的控制与其迎角之间的耦合）。因此，普通的固定翼飞控或直升机飞控不能够直接应用于风扇翼飞行器，那么建立一套适用于该类飞行器的飞行控制系统是必须的。 固定翼无人机飞控[2,3]其俯仰、偏航、滚转通道的控制大多设计独立的控制舵面，各舵面之间没有耦合或很小，飞控的设计相对而言比较容易。无人直升机[4,5]的操纵性来自于旋翼的旋转，其俯仰、偏航、滚转、总距的控制之间彼此存在着耦合，飞控的设计就比较的复杂。而风扇翼无人飞行器除了油门的控制与升力之间的耦合关系外，其它的舵面控制与固定翼无人机差不多，这就为设计该无人机的飞控提供了很好的借鉴平台。通过参照固定翼无人机飞控的设计方法，同时加上无人直升机的相关解耦控制算法，再按照风扇翼飞行器固有的飞行特性，重点进行纵向通道的配平控制，设计能控制风扇翼无人机的飞控是可实现的。 本文所设计的飞控正是基于上述原理，通过构建一套较低成本、硬件易搭建的实验性飞控平台来验证飞控算法和导航算法的可行性，并进行半实物仿真，为实用、可靠、完整功能飞行控制器的应用进行探索。 2 系统构架简介 该无人飞行器的主控芯片采用Atmega2560，通过配备协处理器Mega328单片机等构建一套飞行控制计算机，与外围传感器模块、伺服模块等构成了一套低功耗、体积小的自主无人飞行器硬件系统。如图1、2所示。
无人机飞控系统的原理、组成及作用详解 无人机已经广泛应用于警力、城市管理、农业、地质、气象、电力等领域，无人机的飞控系统、云台、图像传输系统都是关键部分。无人机飞控系统作为其大脑具体的作用是什么？由哪些部分组成？在设计时应该注意哪些问题？ 无人机飞控的作用无人机飞行控制系统是指能够稳定无人机飞行姿态，并能控制无人机自主或半自主飞行的控制系统，是无人机的大脑，也是区别于航模的最主要标志，简称飞控。 固定翼无人机飞行的控制通常包括方向、副翼、升降、油门、襟翼等控制舵面，通过舵机改变飞机的翼面，产生相应的扭矩，控制飞机转弯、爬升、俯冲、横滚等动作。不过随着智能化的发展，无人机已经涌现出四轴、六轴、单轴、矢量控制等多种形式。 传统直升机形式的无人机通过控制直升机的倾斜盘、油门、尾舵等，控制飞机转弯、爬升、俯冲、横滚等动作。多轴形式的无人机一般通过控制各轴桨叶的转速来控制无人机的姿态，以实现转弯、爬升、俯冲、横滚等动作。飞控的作用就是通过飞控板上的陀螺仪对无人机进行控制，具体来说，要对四轴飞行状态进行快速调整，如发现右边力量大，向左倾斜，那么就减弱右边电流输出，电机变慢、升力变小，自然就不再向左倾斜。如果没有飞控系统，四轴飞行器就会因为安装、外界干扰、零件之间的不一致等原因形成飞行力量不平衡，后果就是左右、上下地胡乱翻滚，根本无法飞行。 无人机飞控的工作过程飞控系统实时采集各传感器测量的飞行状态数据、接收无线电测控终端传输的由地面测控站上行信道送来的控制命令及数据，经计算处理，输出控制指令给执行机构，实现对无人机中各种飞行模态的控制和对任务设备的管理与控制;同时将无人机的状态数据及发动机、机载电源系统、任
课程设计报告 题目PID控制器应用 课程名称控制系统仿真院部名称龙蟠学院 专业自动化 班级M10自动化 学生姓名 学号 课程设计地点 C208 课程设计学时一周 指导教师应明峰 金陵科技学院教务处制成绩
一、课程设计应达到的目的 应用所学的自动控制基本知识与工程设计方法，结合生产实际，确定系统的性能指标与实现方案，进行控制系统的初步设计。 应用计算机仿真技术，通过在MATLAB软件上建立控制系统的数学模型，对控制系统进行性能仿真研究，掌握系统参数对系统性能的影响。 二、课程设计题目及要求 1．单回路控制系统的设计及仿真。 2．串级控制系统的设计及仿真。 3．反馈前馈控制系统的设计及仿真。 4．采用Smith 补偿器克服纯滞后的控制系统的设计及仿真。 三、课程设计的内容与步骤 (1)．单回路控制系统的设计及仿真。 （a）已知被控对象传函W(s) = 1 / (s2 +20s + 1)。 （b）画出单回路控制系统的方框图。 （c）用MatLab的Simulink画出该系统。
（d）选PID调节器的参数使系统的控制性能较好，并画出相应的单位阶约响应曲线。注明所用PID调节器公式。PID调节器公式Wc（s）=50(5s+1)/(3s+1) 给定值为单位阶跃响应幅值为3。 有积分作用单回路控制系统PID控制器取参数分别为：50 2 5 有积分作用单回路控制系统PID控制器取参数分别为：50 0 5
大比例作用单回路控制系统PID控制器取参数分别为：50 0 0 （e）修改调节器的参数，观察系统的稳定性或单位阶约响应曲线，理解控制器参数对系统的稳定性及控制性能的影响？ 答：由上图分别可以看出无积分作用和大比例积分作用下的系数响应曲线，这两个PID调节的响应曲线均不如前面的理想。增大比例系数将加快系统的响应，但是过大的比例系数会使系统有比较大的超调，并产生振荡，使稳定性变坏；
大疆无人机飞控系统的秘密就靠它们了 飞行控制系统的主要功能是控制飞机达到期望姿态和空间位置，所以这部分的感知技术主要测量飞机运动状态相关的物理量，涉及的模块包括陀螺仪、加速度计、磁罗盘、气压计、GNSS模块以及光流模块等。另一个用途是提供给无人机的自主导航系统，也就是路径和避障规划系统，所以需要感知周围环境状态，比如障碍物的位置，相关的模块包括测距模块以及物体检测、追踪模块等。 陀螺仪目前商用无人机普遍使用的是MEMS技术的陀螺仪，因为它的体积小，价格便宜，可以封装为IC的形式。MEMS式陀螺仪常用来测量机体绕自身轴旋转的角速率，常用的型号有6050A（Invensense），ADXRS290（ADI），衡量陀螺仪性能的指标包括测量范围（量程）、灵敏度、稳定性（漂移）以及信噪比等。 上面是一个陀螺仪温度漂移测试结果图，测试的环境是从25℃升温至50℃，整个过程保持陀螺仪静止不动，陀螺仪的准确输出应该是一个固定的数值。但从结果来看，两款传感器的实际输出都受到温度变化影响。相比而言，ADXRS290（ADI）的输出数值变化幅度较小，基本上在0.5左右。 加速度计加速度计测量的是机体运动的线加速度，但由于地球引力，测量值中还会包含重力加速度分量，在某些使用情况下需要把这部分减去。常用的MEMS加速度计传感器型号有6050A（Invensense）和ADXL350（ADI）。部分传感器生产商为了提高芯片集成度，会将陀螺仪和加速度计封装在一起，称为六轴传感器，例如6050A（Invensense）。 磁罗盘磁罗盘测量的物理量是地球磁场强度沿机体轴的分量，并依此计算出机体的航向角。常用的MEMS磁罗盘传感器型号有HMC5983L（Honeywell）和QMC5883L（矽睿），两者性能相近，其中前者目前已经停产。磁罗盘主要的性能参数包括灵敏度、稳定性（漂移）等。 气压计气压计测量的物理量是大气压值，根据该数值可计算出绝对海拔高度。常用的气压
飞控试验通用测试分析系统研究 摘要:设计实现了一种飞机飞行控制系统地面试验的通用测试和分析系统,系统软硬件均采用了模块化的设计技术,详细介绍了系统的硬件组成、软件架构,硬件系统采用通用计算机为控平台,测试仪器以VXI、GPIB设备为主,研制了通用的信号调理转接组合,软件设计采用了多线程、多进程技术和网络数据库技术,各个功能模块既可以独立运行于网络节点,也可以协同工作,系统支持了任意公式定义、计算处理功能,图形任意取点分析等通用分析功能,同时完成了数字多用表、存储示波器、XY记录仪、动态信号分析仪和频率响应控制仪等多种虚拟仪器功能,满足了飞控试验测试分析系统的需求。 关键词:飞行控制系统;通用测试系统;通用分析系统 1引言 航空传动、操纵及控制等系统结构复杂,各部件性能参数的变化对飞行系统的性能会产生重要的影响。对仿真实验、地面测试试验,测试系统不仅需要有较高的测量精度,而且要反复设置各种不同的输入条件,对各子系统进行反复的测试、分析、计算,用于飞控系统的设计验证、校正、改进。因而研制通用化和使用方便的测试系统尤为重要。 为实现测试系统的可重用性和互操作性,必须分类总结不同机型、机种航空飞行控制系统的测试分析需求,从系统软件结构、系统硬件结构设计上实现模块化、系列化、通用化,以满足已知的测试分析需求、并兼顾未知测试分析需求的实现。 本文概括介绍用于多种型号飞机飞控系统的某通用测试分析平台的系统设计、以及软硬件的通用性设计和实现。 2通用测试平台总体考虑 在飞行控制系统的测试试验中,至少要完成上百个大项目、数百个参数的测试分析。例如,要对飞机的舵系统、翼系统、操控系统等施加激励信号,通过对压力、拉压力、踏力、角位移、线位移、速度、加速度、角速度、电压信号、开关信号、阶跃和脉冲响应、频率响应等的测试,完成机械系统的刚度、传动比、间隙、操纵权限、阶跃响应、频率响应等静态特性和动态特性的分析。 考虑到系统高可靠性的要求、各种测试总线技术发展状况以及这些技术目前在我国应用的现状,结合与原有某型号测试系统的兼容性、互操作性,本测试系统的设计以VXI总线设备为主,结合高性能的GPIB总线通用测试设备。用VXI总线信号源为被测对象提供驱动,通过通用信号调理转接组合,最后由各种仪器模块采集信号,通过计算机网络把测试设备和应用系
四旋翼直升机飞行控制系统设计 四旋翼直升机具有4个呈交叉结构排列的螺旋桨，其独特的构型能够满足复杂环境中的任务需求。文中设计了一种四旋翼直升机飞行控制系统软硬件方案，通过传感器实时采集四旋翼的姿态、高度、位置等信息，采用PID算法设计飞行控制律，以ARM Cortex—M3内核高性能单片机作为主控制器。最后采用CVI开发的地面站软件实现在线数据采集与调参，并通过实际飞行验证了本方案的可行性与稳定性。 四旋翼飞行器(Ouadrotor，Four-rotor，4rotors helicopter，X4-flver等)是一种特殊构型的电动可遥控微型飞行器，它是由4个螺旋桨驱动，通过4个螺旋桨的差速来完成姿态控制。四旋翼飞行器与其他类型的无人机相比具有许多优点，其中主要是其可垂直起降及机动性强等性能，能够适应各种复杂环境。因此四旋翼飞行器在民用产品、军事武器等各方面有着广泛的应用前景。文中将介绍四旋翼飞行器控制系统的软硬件设计方案与实现。 1飞行控制系统总体设计 四旋翼飞行器控制系统的设计主要包括主飞行控制板和相关外围电路，结合惯性传感器、超声波传感器、GPS接收机、无线数传模块，并配套自行开发的地面站软件设计实现一套完整的四旋翼飞行器自主飞行控制系统。 四旋翼飞行器飞行控制系统的开发内容主要包括：飞控板及外围电路设计，传感器底层驱动开发，PWM控制信号的混控输出，飞行控制律程序设计以及地面站软件的设计与开发。 飞控系统的总体设计方案如图1所示。系统核心控制器为一款基于ARM cortex—M3内核的单片机；惯性测量元件(IMU)主要提供解算飞行器姿态的数据等信息；高度传感器采用超声波传感器，输出相对地面的高度信息；接收机接收遥控器发出的杆量信号，这些信号将用于控制器的输入；GPS接收机输出飞行器的位置信息；无线数据传输模块用于飞行器与地面站的数据通信。传感器信息经过飞行控制律的运算处理，最终通过PWM信号输出至电子调速器，用来控制四个电机的转速，以实现姿态、位置与高度的控制。地面通过无线数传实时传回飞行器信息用以检测飞行器飞行状态，同时地面站也可以向飞行器发送控制指令。
电子电路设计与方案 0 引言 无人机是一种由动力驱动，无人驾驶且重复使用的航空器简称。其体积小、成本低，可装配制导系统、机载雷达系统、传感器及摄像机等设备，用途广泛并且不易造成人员伤亡［1］。无人机飞行控制系统是一个多任务系统, 要求不仅能够采集传感器数据、进行飞控/导航计算、驱动执行机构等, 还要求可靠性高、实时性强［2］。由于传统无人机所运用的数据复杂且繁多，使其在操作上灵活度不高，不具有实时性。实时操作系统会简化复杂的数据，将数据集合化，条理化。如将实时操作系统应用于无人机中，能够完善功能检查，功能维护，做到实时性，高灵活性，并延长无人机的使用寿命。近年来学术界在性能、应用等方面对搭载了实时操作系统的无人机进行了深入研究，极大地推动了无人机的发展。文献［4］从机构设计和飞行控制两方面介绍了微小型四旋翼飞行器的发展现状，叙述了小型四旋翼飞行器的发展技术路线。在飞控系统的原理和功能层面，文献［3］主要利用UML例图来系统地描述了飞控系统的构造，并从整体、静态、动态角度刻画飞控系统的性能指标；文献［5］阐述了飞控系统的基本原理并引入实时内核，对调度管理和通信机制给出了详细设计和分析。本文将回顾并总结在无人机领域的发展问题，并对无人机的飞控系统设计进行综述。 1 无人机整体概述 ■1.1 发展背景及发展历程 无人驾驶飞机是一种有动力、可控制、能携带多种任务设备、执行多种任务，并能重复使用的无人驾驶航空器，简称无人机，英文上常用unmanned aerial vehicle表示，缩写为UAN。早在1907年，Bruet—Richet就让世界上第一架四旋翼飞行器“Gyroplane No．1”升上了天空［6］。但由于构造复杂、不易操纵等原因，大型四旋翼飞行器的发展一直都比较缓慢。20世纪60、70年代，随着美苏之间冷战形式的加剧，无人机得到了广泛应用。美国将无人机用语军事侦察，情报获取，无线电干扰等军用属性。近年来，随着新型材料以及飞行控制等技术的进步，无人机逐渐向微小型、实时性、可操作性强的方向过渡。微小型四旋翼飞行器的迅速发展，逐渐成为人们关注的焦点。 ■1.2 无人机应用领域 无人机在军用领域及民用领域都得到广泛应用。在军用领域，可用作战术无人侦察机执行侦察搜索［7］、无人战斗机、训练飞行员的靶机等。在民用领域，利用它易操作、实时性好等特点，广泛运用于农业、种植业、林牧业、旅游业、拯救濒危物种等各个领域。 2 无人机硬件结构 ■2.1 无人机结构 无人机的动力组成主要为无刷电机、螺旋桨、电子调速器等，控制系统主要由飞行控制器、遥控器等组成，动力储 备由电池、充电器等组成。其结构组成示意图如图1所示。 图1 ■2.2 飞行控制系统 无人机飞行控制系统是指能够稳定无人机飞行姿态，并能控制无人机自主或半自主飞行的控制系统。 无人机飞控主要由陀螺仪，加速计，地磁感应，气压传感器，超声波传感器，光流传感器，GPS模块，以及控制电路组成［9］。无人机飞控内含测量飞行控制所需的测量元件及利用输出信号驱动旋翼转动的执行机构等。 无人机飞控可将遥控器的输入命令对应电机动力的输出大小，并将飞控感知量与期望姿态产生误差进行对比，通过PID进行调节。利用地面站查看实时飞行数据，实现控制参数的在线修改。根据飞行的指令和要求，结合空置率给 基于实时操作系统的无人机飞行控制系统设计综述 崔圣钊 （山东省青州第一中学，山东青州，262500） 摘要：小型四旋翼无人机广泛应用在专业级航拍、农业植保、军事侦察、设备巡检等领域。目前飞行控制系统多采用前后台系统来实现，当系统规模较大，处理模块增多时，实时性很难得到保障。本文首先对无人机领域发展情况进行概述，其次详细阐述了无人机的外部结构、部件功能等硬件组成，最后对无人机通过实时操作系统设计后的飞控系统控进行分析。通过分析可知，经过实时操作系统设计的飞行控制系统能够满足飞行要求，并具有一定的实时性、可靠性。 关键词：无人机；飞行控制系统；实时操作系统；四旋翼飞行器 www?ele169?com | 23
第二十四届（2008）全国直升机年会论文 黑鹰直升机飞控系统及仿真 郑文东陈仁良 （南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016） 摘要：黑鹰（UH-60）直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安 装角随飞行速度的变化等设计有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价 值。本文全面介绍了黑鹰直升机的飞行控制系统的组成、控制流程及功能，并应用simulink 对增稳系统进行了仿真实验。 关键词：直升机；飞行控制；稳定增稳；非线性；仿真 1 引言 由于直升机存在各个运动部件的气动耦合、惯性耦合、结构耦合及运动耦合，其操纵性、稳定性和机动性就变得很差。任何受扰运动都会使直升机显出极不稳定的特性，比如悬停和小速度时受扰运动的悬停振荡模态和前飞时受扰运动的纵向沉浮振荡模态都表明无飞控系统改善的直升机的操纵是很复杂的。因此，直升机必须加装飞控系统来改善其特性，改善直升机的操稳性能，减少各个运动部件的耦合，从而减轻驾驶工作负荷。黑鹰直升机作为通用战术直升机，其飞行控制系统中的混合器、平尾安装角随飞行速度的变化等设计有特色。对我国直升机飞行控制系统的设计具有参考实用价值。本文对黑鹰直升机飞控系统进行分析，并对小速度下的运动模态进行了simulink下的仿真。 2 黑鹰直升机飞控系统模型的组成 直升机模型的运动模态包括姿态运动和轨迹运动。一般意义上，飞控系统功能便是部分或全部完成姿态与轨迹控制，并且改善飞行品质。本文以黑鹰直升机飞控系统为例进行分析，该直升机除具有上述功能外，在设计上还有其自身的三个特点。偏差作动器作动器作为飞控系统中单独一个通道被分离出来便是其中的第一个特点，它的主要功能是解决黑鹰直升机前飞速度80knot至180knot下速度对迎角的静不稳定特性，低于80knot由水平安定面解决；第二个特点就是水平安定面随动设计，直升机速度低于80knot时，水平安定面与速度、俯仰角和总距等参数随动。除此之外，水平安定面在小速度爬升、巡航和自转下滑等运动下对迎角起到优化调节的作用，在自转下滑时平尾迎角为-6度，水平悬停下的平尾迎角为34度；第三个特点是混合器的设计，其功能是通过纯机械操纵进行解耦。下面就从组成黑鹰直升机飞控系统的各个部分进行介绍和分析。 图1给出了黑鹰直升机飞控系统结构示意图，包括内回路、外回路、偏差作动器和
系统仿真与MATLAB语言 实验指导书
对参加实验学生的总要求 1、认真复习有关理论知识，明确每次实验目的，了解实验相关软件操作，熟悉实验内容和方法。 2、实验过程中注意仔细观察，认真记录有关数据和图像，并经由指导教师查验后方可结束实验。 3、应严格遵守实验室规章制度，服从实验室教师的安排和管理。 4、对实验仪器的操作使用严格按照实验室要求进行。
实验总要求 1、封面：注明实验名称、实验人员班级、学号（全号）和姓名等。 2、内容方面：注明实验所用设备、仪器及实验步骤方法；记录清楚实验所得的原始数据和图像，并按实验要求绘制相关图表、曲线或计算相关数据；认真分析所得实验结果，得出明确实验结论。并注明该结论所依据的原理和理论；对实验进行反馈回顾，总结出实验方法要领和注意事项，对实验失败的原因进行分析剖解，总结出实验的经验和教训。 3、文字方面，撰写规范，杜绝错别字。 4、杜绝抄袭，杜绝提供不真实的实验内容。
实验一 MATLAB 语言工作环境和基本操作 1 实验目的 1）．熟悉MATLAB 的开发环境； 2）．掌握MATLAB 的一些常用命令； 3）．掌握矩阵、变量、表达式的输入方法及各种基本运算。 2 实验器材 计算机WinXP 、Matlab7.0软件 3 实验内容 (1). 输入 A=[7 1 5;2 5 6;3 1 5]，B=[1 1 1; 2 2 2;3 3 3]， 在命令窗口中执行下列表达式，掌握其含义： A(2, 3) A(:,2) A(3,:) A(:,1:2:3) A(:,3).*B(:,2) A(:,3)*B(2,:) A*B A.*B A^2 A.^2 B/A B./A (2).输入 C=1:2:20，则 C （i ）表示什么？其中 i=1,2,3,…,10； （3）掌握MA TLAB 常用命令 >> who %列出工作空间中变量 >> whos %列出工作空间中变量，同时包括变量详细信息 >>save test %将工作空间中变量存储到test.mat 文件中 >>load test %从test.mat 文件中读取变量到工作空间中 >>clear %清除工作空间中变量 >>help 函数名 %对所选函数的功能、调用格式及相关函数给出说明 >>lookfor %查找具有某种功能的函数但却不知道该函数的准确名称 如： lookfor Lyapunov 可列出与Lyapunov 有关的所有函数。 （4） 在MATLAB 的命令窗口计算: 1) )2sin(π 2) 5.4)4.05589(÷?+ (5). 试用 help 命令理解下面程序各指令的含义： clear t =0:0.001:2*pi; subplot(2,2,1); polar(t, 1+cos(t)) subplot(2,2,2); plot(cos(t).^3,sin(t).^3) subplot(2,2,3); polar(t,abs(sin(t).*cos(t))) subplot(2,2,4); polar(t,(cos(2*t)).^0.5) （6）（选做）设计M 文件计算: x=0:0.1:10 当sum>1000时停止运算，并显示求和结果及计算次数。 i i i x x sum 2100 2 -= ∑ =
无人飞行器系统概论 复习材料
1、无人机定义：无人机是无人驾驶飞行器简称。是一种由动力驱动，机上无人 驾驶，具有自动控制能力的飞行器。 2、无人机系统定义：以无人机为主体，配有相关的分系统，能完成特定任务的 一组设备。 3、无人机系统组成： 无人机系统一般由以下部分组成 a）无人机平台 b）测控与信息传输分系统 c）飞行控制与导航系统 d）任务载荷 e）发射与回收系统 f）地面运输与保 障系统 4、无人机系统分类： 微型无人机；重量一般不超过 1kg 小型无人机：重量一般不超过 20kg，航程不超过 30km 近程无人机：航程能达到 100km 中程无人机：航程能达到 500km 中空长航时无人机： 航程超过 500km， 续航时间 20 小时以上， 飞行高度 5000 到 10000m 高空长航时无人机：航程达到 10000km，续航时间 20 小时以上，飞行高度达 到 15000m 5、无人飞行器种类包括固定翼无人机、垂直起降无人机、飞艇等。 6、美国无人机系列： MQ-1 捕食者/Predator RQ-2 先锋/Pioneer RQ-3 暗星/Dark Star RQ-4 全球鹰/Global Hawk RQ-5 猎人/Hunter RQ-7 影子/Shadow200 MQ-8B 火力侦察兵/Fire Scout MQ-9 死神/Predator B 7、无人机系统最适合做的事 长时间枯燥的事、核污染、化学污染、战场前沿侦察、极端恶劣天气下飞行 8、升力系数曲线
翼型的升力系数随迎角变化而变化。在失速迎角前，基本是线性变 化的。当迎角超过失速迎角时，升力系数会突然减小。这个现象称为失 速。 9、升力公式 1 L = ρυ 2 SC lα α 2 其中：L 是升力，ρ 是空气密度，υ 是空气速度，S 是有效机翼面积，
C lα 是升力线斜率， α 是攻角
《电力系统设计》报告 题目: 基于MATLAB的电力系统仿学院：电子信息与电气工程学院 班级: 13级电气 1 班 姓名:田震 学号: 20131090124 日期：2015年12月6日
基于MATLAB的电力系统仿真 摘要：目前，随着科学技术的发展和电能需求量的日益增长，电力系统规模越来越庞大，超高压远距离输电、大容量发电机组、各种新型控制装置得到了广泛的应用，这对于合理利用能源，充分挖掘现有的输电潜力和保护环境都有重要意义。另一方面，随着国民经济的高速发展，以城市为中心的区域性用电增长越来越快，大电网负荷中心的用电容量越来越大，长距离重负荷输电的情况日益普遍，电力系统在人们的生活和工作中担任重要角色，电力系统的稳定运行直接影响着人们的日常生活。从技术和安全上考虑直接进行电力试验可能性很小，因此迫切要求运用电力仿真来解决这些问题。 电力系统仿真是将电力系统的模型化、数学化来模拟实际的电力系统的运行，可以帮助人们通过计算机手段分析实际电力系统的各种运行情况，从而有效的了解电力系统概况。本文根据电力系统的特点，利用MATLAB的动态仿真软件Simulink搭建了无穷大电源的系统仿真模型，得到了在该系统主供电线路电源端发生三相短路接地故障并由故障器自动跳闸隔离故障的仿真结果，并分析了这一暂态过程。通过仿真结果说明MATLAB电力系统工具箱是分析电力系统的有效工具。 关键词：电力系统；三相短路；故障分析；MATLAB仿真
目录 一．前言 (4) 二．无穷大功率电源供电系统仿真模型构建 (5) 1.总电路图的设计 (5) 2.各个元件的参数设定 (6) 2.1供电模块的参数设定 (6) 2.2变压器模块的参数设置 (6) 2.3输电线路模块的参数设置 (7) 2.4三相电压电流测量模块 (8) 2.5三相线路故障模块参数设置 (8) 2.6三相并联RLC负荷模块参数设置 (9) 3.仿真结果 (9)
直升机控制系统课程 报告 学号：031710426 姓名：王瑞 时间：2020年4月29日
目录 直升机控制系统课程报告 (1) 一、主旋翼挥舞运动分析 (2) （一）垂直飞行的均匀挥舞 (2) （二）前飞时的周期挥舞 (2) （三）旋翼偏倒原因 (3) 二、画出俯仰通道的开环结构 (3) 三、开环模态分析 (4) 四、直升机增稳系统设计 (6) （一）增稳系统性能指标 (6) （二）增稳系统优化过程 (7) 五、实验感想 (10) 1．实验中存在的缺陷 (10) 2．实验收获 (10)
一、主旋翼挥舞运动分析 直升机属于旋翼飞行器，其中主旋翼作为一个单独的系统是直升机中最重要的组成部分，它肩负着直升机飞行时的推进、负重和操控三种功能。直升机主要产生向上的拉力克服重力，产生向前的水平分力使直升机前进，产生其他分力及力矩使直升机保持平衡或做机动飞行，若直升机在空中发生事故停车，可以及时操控旋翼，使其自传产生缓冲升力，保证安全着陆。 旋翼系统主要由桨叶和桨毂组成，桨毂包含水平、垂直和轴向三个铰，水平较、摆振铰以及变距铰使旋翼的关键部件，其中桨叶的挥舞运动主要是由垂直铰控制。直升机在前飞时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化，一起周期交变的科里奥利力。经研究表明，科里奥利力的最大值高达桨叶自重的7倍伊桑，巨大的科里奥利力会造成巨大的交变弯矩。有了垂直铰，桨叶绕垂直铰摆动一个角度，从而使桨叶根部所受的交变弯矩大大较小。 下面主要分析桨叶的挥舞运动。 （一）垂直飞行的均匀挥舞 直升机在悬停或者定长垂直飞行时，桨叶会形成一个倒置的圆锥，圆锥的椎体周与旋转轴重合。 直升机悬停或垂直飞行时作用在桨叶上的力有气动合力jy F ，水平向外的离心力c F ，力图拉平桨叶，还有桨叶重力jy G 。当浆页上翘挥舞角β时，水平铰受到的力矩之和为0。又因为直升机在垂直飞行时相对气流是对称的，桨叶旋转过程中，气动力和离心力均不变，此时挥舞角β等于锥角0a ，即均匀挥舞。 （二）前飞时的周期挥舞 直升机前飞时，桨叶旋转形成的倒锥体的锥体轴相对于旋翼的旋转轴出现后倒现象。此时桨尖平面D D -相对构造平面S S -也后倒1a 。因此在方位角?=0ψ处，挥舞角10-a a =β，?=180ψ处，挥舞角10a a +=β。 出现侧倒角1b ，对于左旋直升机来说，?=90ψ处，10-b a =β，?=270ψ处，10b a +=β，旋翼向左侧偏倒。 由此可见，直升机在前飞的时候，桨叶既后倒又左侧倒，在左后方的某个方位角处，挥舞角最低，出现min β，在右前方的某个方位角处，挥舞角最大，出现max β。
通过管线不仅可以解决吊顶层配置不规范高中资料试卷问题，而且对全部高中资料试卷电气设备，在安装过程中以及安装结束后进行 高中资料试卷调整试验；通电检查所有设备高中资料试卷相互作用与相互关系，根据生产工艺高中资料试卷要求，对电气设备进行空载与带负荷下高电力保护装置调试技术，电力保护高中资料试卷配置技术是指机组在进行继电保护高中资料试卷总
、管路敷设技术程中，要加强看护关于管路高中资料试卷连接管口处理高中资料试卷弯扁度固定盒位置保护层防腐跨接地线弯曲半径标高等，要求技术交底。管线敷设技术包含线槽、管架等多项方式，为解决高中语文电气课件中管壁薄、接口不严等问题，合理利用管线敷设技术。线缆敷设原则：在分线盒处，当不同电压回路交叉时，应采用金属隔板进行隔开处理；同一线槽内，强电回路须同时切断习题电源，线缆敷设完毕，要进行检查和检测处理。、电气课件中调试正常工况下与过度工作下都可以正常工作；对于继电保护进行整核对定值，审核与校对图纸，编写复杂设备与装置高中资料试卷调试方案，编写重要设备高中资料试卷试验方案以及系统启动方案；对整套启动过程中高中资料试卷电气设备进行调试工作并且进行过关运行高中资料试卷技术指导。对于调试过程中高中资料试卷技术问题，作为调试人员，需要在事前掌握图纸资料、设备制造厂家出具高中资料试卷试验报告与相关技术资料，并且了解现场设备高中资料试卷布置情况与有关高中资料试卷电气系统接线等情况，然后根据规范与规程规定，制定设备调试高中资料试卷方案。 、电气设备调试高中资料试卷技术资料试卷安全，并且尽可能地缩小故障高中资料试卷破坏范围，或者对某些异常高中资料试卷工况进行自动处理，尤其要避免错误高中资料试卷保护装置动作，并且拒绝动作，来避免不必要高中资料试卷突然停机。因此，电力高中资料试卷保护装置调试技术，要求电力保护装置做到准确灵活。对于差动保护装置高中资料试卷调试技术是指发电机一变压器组在发生内部故障时，需要进行外部电源高中资料试卷切除从而采用高中资料试卷主要保护装置。
自动控制原理 二阶系统性能分析Matlab 仿真大作业附题目+ 完整报告内容
设二阶控制系统如图 1所示，其中开环传递函数 ) 1(10 )2()(2+=+=s s s s s G n n ξωω 图1 图2 图3 要求： 1、分别用如图2和图3所示的测速反馈控制和比例微分控制两种方式改善系统的性能，如果要求改善后系统的阻尼比ξ =0.707，则t K 和 d T 分别取多少？ 解： 由)1(10 )2()(2 += +=s s s s s G n n ξωω得10 21,10,102===ξωωn 22n n () s s ωξω+R (s )C (s ) -
对于测速反馈控制，其开环传递函数为：) 2()s (2 2n t n n K s s G ωξωω++=； 闭环传递函数为：2 2 2)2 1(2)(n n n t n s K s s ωωωξωφ+++= ； 所以当n t K ωξ2 1+=0.707时，347.02)707.0(t =÷?-=n K ωξ； 对于比例微分控制，其开环传递函数为：)2()1()(2 n n d s s s T s G ξωω++=； 闭环传递函数为：) )2 1(2)1()(2 22 n n n d n d s T s s T s ωωωξωφ++++=； 所以当n d T ωξ2 1 +=0.707时，347.02)707.0(=÷?-=n d T ωξ； 2、请用MATLAB 分别画出第1小题中的3个系统对单位阶跃输入的响应图； 解： ①图一的闭环传递函数为： 2 22 2)(n n n s s s ωξωωφ++=，10 21 ,10n ==ξω Matlab 代码如下： clc clear wn=sqrt(10); zeta=1/(2*sqrt(10)); t=0:0.1:12; Gs=tf(wn^2,[1,2*zeta*wn,wn^2]); step(Gs,t)
关于无人机飞行控制系统的全面解析 飞控的大脑：微控制器在四轴飞行器的飞控主板上，需要用到的芯片并不多。目前的玩具级飞行器还只是简单地在空中飞行或停留，只要能够接收到遥控器发送过来的指令，控制四个马达带动桨翼，基本上就可以实现飞行或悬停的功能。意法半导体高级市场工程师介绍，无人机/多轴飞行器主要部件包括飞行控制以及遥控器两部分。其中飞行控制包括电调/马达控制、飞机姿态控制以及云台控制等。目前主流的电调控制方式主要分成BLDC方波控制以及FOC正弦波控制。 高通和英特尔推的飞控主芯片CES上我们看到了高通和英特尔展示了功能更为丰富的多轴飞行器，他们采用了比微控制器（MCU）更为强大的CPU或是ARM Cortex-A系列处理器作为飞控主芯片。例如，高通CES上展示的Snapdragon Cargo无人机是基于高通Snapdragon芯片开发出来的飞行控制器，它有无线通信、传感器集成和空间定位等功能。Intel CEO Brian Krzanich也亲自在CES上演示了他们的无人机。这款无人机采用了RealSense技术，能够建起3D地图和感知周围环境，它可以像一只蝙蝠一样飞行，能主动避免障碍物。英特尔的无人机是与一家德国工业无人机厂商Ascending Technologies合作开发，内置了高达6个英特的RealSense3D摄像头，以及采用了四核的英特尔凌动（Atom）处理器的PCI-express定制卡，来处理距离远近与传感器的实时信息，以及如何避免近距离的障碍物。这两家公司在CES展示如此强大功能的无人机，一是看好无人机的市场，二是美国即将推出相关法规，对无人机的飞行将有严格的管控。 多轴无人机的EMS/传感器某无人机方案商总经理认为，目前业内的玩具级飞行器，虽然大部分从三轴升级到了六轴MEMS，但通常采用的都是消费类产品如平板或手机上较常用的价格敏感型型号。在专业航拍以及专为航模发烧友开发的中高端无人机上，则会用到质量更为价格更高的传感器，以保障无人机更为稳定、安全的飞行。这些MEMS传感器主要用来实现飞行器的平稳控制和辅助导航。飞行器之所以能悬停，可以做航拍，是因为MEMS传感器可以检测飞行器在飞行过程中的俯仰角和滚转角变化，在检测到角度变化
直升机操控系统飞控原理简介 作为一种特殊的飞行器，直升机的升力和推力均通过螺旋 桨的旋转获得，这就决定了其动力和操作系统必然与各类固定机翼飞 机有所不同。一般固定翼飞机的飞行原理从根本上说是对各部位机翼 的状态进行调节，在机身周围制造气压差而完成各类飞行动作， 并且 其发动机只能提供向前的推力。但直升机的主副螺旋桨可在水平和垂 直方向上对机身提供动力，这使其不需要普通飞机那样的巨大机翼， 二者的区别可以说是显而易见。 操纵系统 直升机的操纵系统可分为三大部分: 踏板在直升机驾驶席的下方通常设有两块踏板，驾驶员可以 通过它赴* 向時推 ||陀輩*转血 通过周期杆使机捧的方向找宗改变 J
们对尾螺旋桨的输出功率和桨叶的倾角进行调节，这两项调整能够对机头的水平方向产生影响。 周期变距杆位于驾驶席的中前方，该手柄的控制对象为主螺 旋桨下方自动倾斜器的不动环。不动环可对主螺旋桨的旋转倾角进行调整，决定机身的飞行方向。 总距杆位于驾驶席的左侧，该手柄的控制对象为主螺旋桨下 方自动倾斜器的动环。动环通过对主螺旋桨的桨叶倾角进行调节来对调整动力的大小。另外，贝尔公司生产的系列直升机在总距杆上还集成有主发动机功率控制器，该控制器可根据主螺旋桨桨叶的旋转倾角自动对主发动机的输出功率进行调整。 飞行操作 升降有些读者可能会认为，直升机在垂直方向上的升降是通过改变主螺旋桨的转速来实现的。诚然，改变主螺旋桨的转速也不失为实现机体升降的方法之一，但直升机设计师们很早之前便发现，提升主螺旋桨输出功率会导致机身整体负荷加大。所以，目前流行的方法是在保持主螺旋桨转速一定的情况下依靠改变主螺旋桨桨叶的倾角来调整机身升力的大小。驾驶员可通过总距杆完成这项操作。当把总距杆向上提时，主螺旋桨的桨叶倾角增大，直升机上升；反之，直升机下降。需要保持当前高度时，一般将总距杆置于中间位置。 平移直升机最大飞行优势之一是：可以在不改变机首方向的 情况下，随时向各个方向平移。这种移动是通过改变主螺旋桨的旋转 倾角来实现的。当驾驶员向各个方向扳动周期变距杆时，主螺旋桨的主轴
详细解析无人机飞控技术 以前，搞无人机的十个人有八个是航空、气动、机械出身，更多考虑的是如何让飞机稳定飞起来、飞得更快、飞得更高。如今，随着芯片、人工智能、大数据技术的发展，无人机开始了智能化、终端化、集群化的趋势，大批自动化、机械电子、信息工程、微电子的专业人材投入到了无人机研发大潮中，几年的时间让无人机从远离人们视野的军事应用飞入了寻常百姓家、让门外汉可以短暂的学习也能稳定可靠的飞行娱乐。不可否认，飞控技术的发展是这十年无人机变化的最大推手。 飞控是什么？ 飞行控制系统（Flight control system）简称飞控，可以看作飞行器的大脑。多轴飞行器的飞行、悬停，姿态变化等等都是由多种传感器将飞行器本身的姿态数据传回飞控，再由飞控通过运算和判断下达指令，由执行机构完成动作和飞行姿态调整。 控可以理解成无人机的CPU系统，是无人机的核心部件，其功能主要是发送各种指令，并且处理各部件传回的数据。类似于人体的大脑，对身体各个部位发送指令，并且接收各部件传回的信息，运算后发出新的指令。例如，大脑指挥手去拿一杯水，手触碰到杯壁后，因为水太烫而缩回，并且将此信息传回给大脑，大脑会根据实际情况重新发送新的指令。无人机的飞行原理及控制方法（以四旋翼无人机为例） 四旋翼无人机一般是由检测模块，控制模块，执行模块以及供电模块组成。检测模块实现对当前姿态进行量测；执行模块则是对当前姿态进行解算，优化控制，并对执行模块产生相对应的控制量；供电模块对整个系统进行供电。 四旋翼无人机机身是由对称的十字形刚体结构构成，材料多采用质量轻、强度高的碳素纤维；在十字形结构的四个端点分别安装一个由两片桨叶组成的旋翼为飞行器提供飞行动力，每个旋翼均安装在一个电机转子上，通过控制电机的转动状态控制每个旋翼的转速，来提供不同的升力以实现各种姿态；每个电机均又与电机驱动部件、中央控制单元相连接，