针对无人机用涡喷发动机转速不跟随油门问题,建立了发动机转速不跟随油门故障树并进行了故障机理分析。基于地面故障复现试验和试飞故障数据,对起动自动器活门及薄膜压力的变化关系进行了分析,确定了故障原因在高空副油路单独供油情况下,起动自动器活门打开,大量放油,造成局部低压腔压力升高,液压延迟器作动失效,导致故障发生。根据故障原因提出了取消放气窗的解决措施,并通过试飞验证了措施的可行性和有效性。研究成果为发动机燃油系统排故积累了经验,也为发动机燃油系统设计和生产优化提供了参考。

为了实现无人机从特定方向接近和打击目标点,同时实现航迹最短、规划时间最少,提出了基于启发点引导D*算法扩展的航迹规划方法。分析了航迹规划的约束条件,建立了无人机各威胁因素的区域模型和概率模型,将威胁因素模型叠加至三维环境中,得到了无人机工作的等效三维环境模型;分析了D*算法在具有方向约束航迹规划中遍历搜索和回退扩展的缺陷,提出了启发点引导D*算法扩展方法;给出了启发点的产生方法、启发方案的选择方法、启发点的切换策略等。经过仿真验证,同时使用D*算法、蚁群算法、启发点D*算法进行航迹规划,启发点D*算法规划的航迹最短,算法耗时最少,证明了启发点D*算法在有方向约束航迹规划问题中的有效性。

为了提高无人机导航路径规划的精度和稳定性,提出了复合形引导蜂群寻优的无人机航迹多目标优化方法。使用坐标变换方法,将二维规划问题降为一维;建立了航迹规划的目标函数与约束条件;在传统人工蜂群基础上,改进了蜜源初始化方法,使前后航迹点相互关联,提高航迹可行率;为了提高收敛速度,改进了雇佣蜂和观察蜂的蜜源搜索方式,提出了随机搜索与最优蜜源引导相结合的位置更新方式;提出了Metropolis准则改进观察蜂蜜源选择策略,有利于算法跳出局部最优、保留潜在最优;使用复合形法引导蜂群整体向优质蜜源运动,提出了复合形引导蜂群寻优算法。经仿真验证,与传统算法和混沌扰动算法相比,复合形引导蜂群算法的收敛迭代次数分别减少了4倍和6倍,寻优时间降低了约一个数量级,且规划航迹更优、稳定性更好。

基于气压弹射装置的工作原理,建立弹射过程的动力学模型,针对影响弹射起飞的4个关键参数(充气压力、发射角、储气瓶容积和活塞直径)进行了数值仿真计算和分析,分析结果表明,给定无人机和滑车质量时,充气压力和气缸活塞直径对发射加速过程影响显著,发射角和储气瓶容积的改变对发射初始过程影响极小。最终将仿真结果和试验数据进行比对,验证了动力学模型的正确性,对气压弹射装置的研制设计具有重要的参考价值和工程意义。

介绍了一种无人机消防用高压大流量应急排放阀的理论设计方法。该应急排放阀是无人机消防装置的重要组成部分,通过电爆机构的点爆控制剪切机构的剪断。在不工作时,电爆机构安装有安全短路保护帽,安全可靠;在工作时,电爆机构点火后,撞头组件撞断剪切机构,推动剪切机构向前运动卡在上阀体楔形槽内,并使得排气嘴的排气孔与撞头组件的排气孔对齐,进而进气口与排气孔连通,高压气体进行安全可靠应急排放,满足无人机消防灭火的需要。文中从理论计算、试验研究、有限元仿真计算及随总体试飞投放4方面验证了该产品对理论正确性和产品应用的可行性。

设计了一种小型面阵航空相机系统。该系统采用大面阵CMOS图像传感器作为成像器件，通过反射镜扫描进行像移补偿的方法，实现无人机飞行状态时清晰地数字成像。实验室前向像移补偿实验结果表明，该系统对于前向像移进行了较好的补偿，达到指标要求，成像清晰。

面对复杂的作战环境，如何快速地规划出满足约束条件的飞行轨迹，是实现无人机突防攻击的关键。提出了一种基于Voronoi图和改进遗传算法的航迹规划方法，该方法采取分层规划的思想，首先由Voronoi图生成初始航迹，并综合考虑约束条件，赋予各条航迹相应的权值；然后采用遗传算法在生成的航迹空间中寻优，从而得到满意的航迹。为避免产生不可行解，采取了基于优先级编码的改进遗传算法，详细介绍了其编码与解码原理，并给出了相应的操作算子。仿真结果表明，整个航迹规划的思路是可行的。

为了提高无人机的平稳飞行控制能力,引入液压支腿控制,针对无人机调平液压系统展开了PLC控制以及故障监控系统设计,并基于AMESim平台展开了仿真分析。研究结果表明:前面20 s时间内,支腿没有与地面发生接触,保持一个稳定的运行速度进行直线上升;在20~40 s之间运动速度与位移都发生了换向,无人机进入平稳状态,控制情况表明该模型具备良好的应用可行性。

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。

气液压发射起飞是近年来国际上出现的一种先进的中小型无人机发射方式以气液压能源提供动力实现无人机发射起飞。基于气液压系统原理对蓄能器气体弹簧的弹性系数进行分析建立由气液压系统动力学模型、增速滑轮组动力学模型、无人机及滑车的运动方程构成的发射过程动力学模型并进行仿真计算和数值分析分析结果表明无人机及滑车质量、蓄能器充油压力、液压缸活塞有效面积、蓄能器容积是影响发射过程和起飞速度的关键参数在一定范围内通过调节气液压系统参数可适应于不同的无人机起飞质量和起飞速度要求。采用与试验结果比对的方法修正气液压系统的总粘性阻尼系数将仿真结果与试验结果进行对比研究研究结果表明仿真计算结果与试验结果表现出较好的一致性证明了发射过程动力学模型的正确性为无人机气液压发射装置的工程