伴隨現(xiàn)代科技的飛速發(fā)展無人機(jī)的研究取得重大發(fā)展。在無人機(jī)中使用變后掠翼技術(shù),能夠在飛行中針對(duì)不同的飛行任務(wù)和飛行環(huán)境實(shí)時(shí)改變機(jī)翼后掠角,以提高不同飛行狀態(tài)時(shí)的飛行效率。無人機(jī)在執(zhí)行空中任務(wù)時(shí)易受到多種環(huán)境因素的影響,使飛行姿態(tài)受到干擾從而影響任務(wù)執(zhí)行率。因此,如何從含有噪聲的數(shù)據(jù)中獲得高精度無人機(jī)姿態(tài)數(shù)據(jù)以及進(jìn)行實(shí)時(shí)的姿態(tài)控制是至關(guān)重要的。目前,國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)是通過捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)技術(shù)來測(cè)量無人機(jī)姿態(tài)信息,該技術(shù)是對(duì)無人機(jī)姿態(tài)信息獲取的一個(gè)重要手段。本課題的重點(diǎn)正是通過捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)技術(shù)結(jié)合卡爾曼濾波算法來得到高精度的姿態(tài)信息。本課題在無人機(jī)上采用變后掠翼技術(shù),主要是針對(duì)變翼無人機(jī)姿態(tài)相關(guān)問題進(jìn)行研究,進(jìn)而對(duì)變翼無人機(jī)相應(yīng)的軟件和硬件進(jìn)行設(shè)計(jì),同時(shí)對(duì)變翼無人機(jī)的切換控制系統(tǒng)進(jìn)行了相關(guān)研究。本文首先對(duì)國(guó)內(nèi)外變翼無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行描述,然后對(duì)捷聯(lián)慣導(dǎo)技術(shù)與測(cè)姿原理進(jìn)行了詳細(xì)的介紹。其中重點(diǎn)是對(duì)載體姿態(tài)解算方法進(jìn)行研究,通過對(duì)歐拉角法、方向余弦法、四元數(shù)法這三種姿態(tài)解算方法進(jìn)行對(duì)比分析,在歐拉角描述姿態(tài)時(shí)會(huì)出現(xiàn)奇異性問題,而方向余弦法計(jì)算量過大,于是采用基于四元數(shù)法結(jié)合四階龍格庫塔法求... 

【文章來源】：南昌航空大學(xué)江西省

【文章頁數(shù)】：89 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【文章目錄】：
摘要
Abstract
第1章 緒論
    1.1 研究的背景和意義
    1.2 變后掠翼技術(shù)國(guó)內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀
        1.2.1 變后掠翼技術(shù)國(guó)外發(fā)展現(xiàn)狀
        1.2.2 變后掠翼技術(shù)國(guó)內(nèi)發(fā)展現(xiàn)狀
    1.3 變翼飛控系統(tǒng)研究現(xiàn)狀
        1.3.1 飛控系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀
        1.3.2 變翼飛控系統(tǒng)發(fā)展
    1.4 論文主要內(nèi)容及結(jié)構(gòu)安排
        1.4.1 論文研究?jī)?nèi)容
        1.4.2 論文整體安排
第2章 捷聯(lián)慣導(dǎo)技術(shù)與測(cè)姿原理
    2.1 捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)常用坐標(biāo)系定義及坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換關(guān)系
        2.1.1 常用坐標(biāo)系
        2.1.2 坐標(biāo)系間的變換關(guān)系
    2.2 捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)基本工作原理
    2.3 載體姿態(tài)解算研究
        2.3.1 歐拉角法
        2.3.2 方向余弦法
        2.3.3 四元數(shù)法
    2.4 四元數(shù)姿態(tài)解算方法
    2.5 磁力計(jì)和加速度計(jì)測(cè)姿原理
        2.5.1 磁力計(jì)測(cè)姿原理
        2.5.2 加速度計(jì)測(cè)姿原理
    2.6 本章小結(jié)
第3章 卡爾曼濾波算法與切換控制系統(tǒng)
    3.1 線性離散卡爾曼濾波
        3.1.1 卡爾曼濾波基本方程
        3.1.2 卡爾曼濾波遞推公式
        3.1.3 卡爾曼濾波工作原理
        3.1.4 卡爾曼濾波器設(shè)計(jì)
    3.2 基于卡爾曼濾波的組合測(cè)姿研究
        3.2.1 狀態(tài)過程建立
        3.2.2 測(cè)量方程建立
        3.2.3 濾波初值確定
        3.2.4 卡爾曼濾波應(yīng)用
    3.3 切換控制系統(tǒng)
        3.3.1 切換控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
        3.3.2 切換控制系統(tǒng)穩(wěn)定性
    3.4 本章小結(jié)
第4章 變后掠翼無人機(jī)飛控系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)
    4.1 控制對(duì)象的選擇
    4.2 飛行控制系統(tǒng)總框架設(shè)計(jì)
    4.3 主控芯片選型及模塊框圖
    4.4 航姿測(cè)量模塊
        4.4.1 慣性器件選型
        4.4.2 慣性器件MPU-6050介紹
        4.4.3 慣性器件MAG3110介紹
    4.5 GPS導(dǎo)航模塊
    4.6 氣壓測(cè)高模塊
    4.7 執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)
    4.8 本章小結(jié)
第5章 變后掠翼無人機(jī)飛控系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)
    5.1 開發(fā)環(huán)境選擇
    5.2 IIC通信協(xié)議
    5.3 航姿測(cè)量模塊數(shù)據(jù)采集
        5.3.1 MPU-6050數(shù)據(jù)采集
        5.3.2 磁力計(jì)MAG3110數(shù)據(jù)采集
    5.4 GPS導(dǎo)航數(shù)據(jù)采集
    5.5 氣壓測(cè)高模塊數(shù)據(jù)采集
    5.6 執(zhí)行機(jī)構(gòu)系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)
    5.7 本章小結(jié)
第6章 多傳感器組合測(cè)姿實(shí)驗(yàn)仿真
    6.1 三軸飛行仿真平臺(tái)簡(jiǎn)介
    6.2 傳感器數(shù)據(jù)誤差補(bǔ)償與濾波
        6.2.1 陀螺儀數(shù)據(jù)誤差補(bǔ)償與濾波
        6.2.2 加速度計(jì)數(shù)據(jù)誤差補(bǔ)償與濾波
        6.2.3 磁力計(jì)數(shù)據(jù)誤差補(bǔ)償與濾波
    6.3 多傳感器組合測(cè)姿實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析
    6.4 本章小結(jié)
第7章 總結(jié)與展望
    7.1 總結(jié)
    7.2 展望
參考文獻(xiàn)
攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表論文及科研成果
致謝
附錄


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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[2]基于四元數(shù)和卡爾曼濾波的姿態(tài)角估計(jì)算法研究與應(yīng)用[D]. 陳偉.燕山大學(xué) 2015
[3]變后掠飛行器變體過程的建模與飛行控制設(shè)計(jì)[D]. 鄭曼曼.南京航空航天大學(xué) 2015
[4]基于MEMS的SINS和GPS/BDS組合導(dǎo)航系統(tǒng)的硬件平臺(tái)設(shè)計(jì)[D]. 陳照鋒.浙江大學(xué) 2015
[5]基于DSP可變體無人機(jī)氣動(dòng)仿真與飛控系統(tǒng)研究[D]. 鄒利偉.南昌航空大學(xué) 2014
[6]新概念變形飛行器建模與飛行方案優(yōu)化設(shè)計(jì)[D]. 高飛云.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2014
[7]基于MEMS的小型無人機(jī)飛控系統(tǒng)研究[D]. 雍斌.南京理工大學(xué) 2014
[8]捷聯(lián)慣導(dǎo)/星光組合導(dǎo)航技術(shù)研究[D]. 秦洪衛(wèi).哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013
[9]MIMU/GPS/磁力計(jì)單兵系統(tǒng)組合導(dǎo)航技術(shù)研究[D]. 劉峰麗.哈爾濱工程大學(xué) 2013
[10]捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)仿真平臺(tái)[D]. 劉春雨.沈陽工業(yè)大學(xué) 2013



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