摘要： 論文以2021全國(guó)大學(xué)生電子設(shè)計(jì)競(jìng)賽G題“植保無(wú)人機(jī)”作為設(shè)計(jì)參考目標(biāo),提出了一種基于視覺(jué)慣性里程計(jì)的微型無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng),以完成題目提出的“對(duì)指定田塊進(jìn)行農(nóng)藥噴灑”的功能。利用嵌入式控制系統(tǒng),通過(guò)對(duì)視覺(jué)慣性模塊、光流模塊、姿態(tài)模塊等傳感器數(shù)據(jù)的融合處理,實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)在空中的姿態(tài)位置PID閉環(huán)控制。并分析各類常用傳感器的性能和適用性,對(duì)賽題所用視覺(jué)傳感器方案進(jìn)行試析。最終針對(duì)視覺(jué)慣性模塊的普遍尺度誤差,提出一種在線校正算法,進(jìn)一步提高位姿控制精度。

摘要： 執(zhí)行機(jī)構(gòu)是完成飛行控制指令的核心部件,對(duì)飛行任務(wù)的成敗起著舉足輕重的作用?，F(xiàn)有的研究工作,一方面是在簡(jiǎn)化執(zhí)行機(jī)構(gòu)的情況下,設(shè)計(jì)飛行控制算法;另一方面是在給定性能指標(biāo)的情況下,設(shè)計(jì)執(zhí)行機(jī)構(gòu),對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)與飛行控制系統(tǒng)的耦合關(guān)系,考慮不足。針對(duì)上述情況,選取能量特性和平穩(wěn)特性為指標(biāo),研究執(zhí)行機(jī)構(gòu)對(duì)飛行控制系統(tǒng)的影響,首先建立兩種典型執(zhí)行機(jī)構(gòu)(液壓作動(dòng)器和電動(dòng)靜液作動(dòng)器)的模型,接著將其嵌入至飛行控制系統(tǒng),并設(shè)計(jì)仿真工況進(jìn)行分析與驗(yàn)證。結(jié)果表明,相比于液壓作動(dòng)器,電動(dòng)靜液作動(dòng)器在能量特性方面,具有顯著的優(yōu)勢(shì),但是在動(dòng)態(tài)特性方面,存在一定的差距。

摘要： 某民用直升機(jī)在試飛過(guò)程中,經(jīng)常由于總距桿手柄桿釋放按鈕兩路開(kāi)關(guān)信號(hào)輸出不一致導(dǎo)致報(bào)故和舵機(jī)鎖定,嚴(yán)重影響試飛進(jìn)度和操作品質(zhì)。本文梳理了報(bào)故邏輯并針對(duì)該按鈕開(kāi)關(guān)信號(hào)采集電路進(jìn)行了改良設(shè)計(jì),可以有效降低該按鈕引發(fā)的報(bào)故頻率。

摘要： 飛行器需要高可靠的飛行控制系統(tǒng)軟件(飛控)來(lái)控制其運(yùn)行.在傳統(tǒng)開(kāi)發(fā)模式下,先由人工將領(lǐng)域知識(shí)描述為自然語(yǔ)言形式的模型,再根據(jù)模型手動(dòng)編寫代碼,然后使用軟件測(cè)試技術(shù)來(lái)排除軟件錯(cuò)誤,這種模式由于人工易出錯(cuò)、自然語(yǔ)言存在二義性、測(cè)試技術(shù)的不完備性,導(dǎo)致難以構(gòu)建出高可靠的飛控軟件.基于形式驗(yàn)證技術(shù)的新型軟件開(kāi)發(fā)方法可從多方面提高飛控系統(tǒng)的可靠性.使用Coq定理證明器對(duì)全權(quán)提出的多旋翼飛控推進(jìn)子系統(tǒng)進(jìn)行了完整的形式驗(yàn)證,生成了一個(gè)可用的高可靠函數(shù)式軟件庫(kù).主要工作有:首先將領(lǐng)域知識(shí)整理為具有層次結(jié)構(gòu)以適合進(jìn)行形式驗(yàn)證的文檔,分離了基本函數(shù)和復(fù)合函數(shù),并提出最簡(jiǎn)形式函數(shù)概念;再根據(jù)該文檔進(jìn)行形式化描述,定義常量、變量、基本函數(shù)、復(fù)合函數(shù)、最簡(jiǎn)形式函數(shù)和公理等;其次對(duì)各類導(dǎo)出函數(shù)的推導(dǎo)正確性建立為引理并予以證明;再次對(duì)多旋翼最長(zhǎng)懸停時(shí)間等實(shí)際問(wèn)題給出了求解算法;最后利用Coq程序抽取功能生成了OCaml語(yǔ)言的函數(shù)式軟件庫(kù).后續(xù)將對(duì)飛控更多子系統(tǒng)進(jìn)行基于形式驗(yàn)證的開(kāi)發(fā),并最終建立完整的經(jīng)形式化驗(yàn)證的高可靠飛控系統(tǒng).

摘要： 直升機(jī)的振動(dòng)是由于旋翼本身的特性而與直升機(jī)長(zhǎng)期共存的固有問(wèn)題。通常來(lái)說(shuō),直升機(jī)的振動(dòng)可以分為周期激勵(lì)和隨機(jī)激勵(lì),而隨機(jī)激勵(lì)常會(huì)隨反饋信號(hào)進(jìn)入飛控系統(tǒng)的反饋控制回路,存在加劇全機(jī)異常振動(dòng)的風(fēng)險(xiǎn),給飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來(lái)了困難。針對(duì)上述問(wèn)題,利用實(shí)際試飛數(shù)據(jù),結(jié)合一種基于無(wú)限沖擊響應(yīng)(IIR)濾波器的濾波算法,對(duì)異常輸入激勵(lì)的抑制效果進(jìn)行了仿真。隨后,針對(duì)直升機(jī)飛行狀態(tài)(掛載、重量、重心)不同造成的頻率點(diǎn)偏差問(wèn)題,設(shè)計(jì)了一種高帶寬多頻率點(diǎn)的陷波帶阻濾波器,給出了理論分析,并通過(guò)試飛數(shù)據(jù)的仿真驗(yàn)證了濾波效果。

摘要： 本文介紹了直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)作動(dòng)器發(fā)展概況和趨勢(shì)。直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)作動(dòng)器已經(jīng)從機(jī)械操縱系統(tǒng)的液壓助力器,向著電傳飛控系統(tǒng)的電液作動(dòng)器全面過(guò)渡,未來(lái)將發(fā)展為光傳飛控系統(tǒng)的光信號(hào)作動(dòng)器。

摘要： 直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)是安全性關(guān)鍵系統(tǒng)之一,目前已高度發(fā)展且復(fù)雜程度大幅增加,與其相關(guān)的安全性問(wèn)題也日益突出,在民用型號(hào)的適航取證工作中至關(guān)重要。本文對(duì)運(yùn)輸類直升機(jī)飛控系統(tǒng)在型號(hào)合格過(guò)程中的審定基礎(chǔ)及相關(guān)符合性驗(yàn)證過(guò)程進(jìn)行初步的分析與研究,簡(jiǎn)述國(guó)內(nèi)某型號(hào)直升機(jī)的取證經(jīng)驗(yàn)。

摘要： 本文以APM、PixHawk等開(kāi)源飛控板為參考,重新設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)了更高性能的復(fù)合式無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)。在硬件方面,采用以Cortex-M4為內(nèi)核的STM32F407高性能芯片作為主芯片,以升級(jí)APM的8位雙處理器芯片,把MPU6050、MS5611、HMC5883L等芯片集成化為一體,并將PCA9685芯片引入飛控系統(tǒng),使飛控同時(shí)能輸出10路PWM波,提高飛控的驅(qū)動(dòng)能力。采用雙陀螺儀結(jié)構(gòu),增加飛控的可靠性。在軟件方面,對(duì)各傳感器底層驅(qū)動(dòng)進(jìn)行重新封裝,使代碼更加便于維護(hù)升級(jí),并將此飛控系統(tǒng)應(yīng)用于復(fù)合式無(wú)人機(jī)的控制。該飛控系統(tǒng)具有性能強(qiáng)、可靠性高、經(jīng)濟(jì)性好等優(yōu)點(diǎn)。

摘要： 飛控系統(tǒng)中的各類傳感器對(duì)飛機(jī)穩(wěn)定與操縱起著至關(guān)重要的影響,是飛機(jī)的重要安全機(jī)載設(shè)備之一。傳統(tǒng)冗余方法具有“安全性高,經(jīng)濟(jì)性低”的特點(diǎn),通過(guò)多余度設(shè)計(jì)來(lái)提升系統(tǒng)的安全性給飛機(jī)的重量與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、系統(tǒng)綜合集成、維修與檢測(cè)成本都帶來(lái)了一定的難題。針對(duì)民用飛機(jī)飛控系統(tǒng)中各類傳感器故障,介紹了典型機(jī)載飛控傳感器的故障模式,以及對(duì)故障容錯(cuò)的設(shè)計(jì)考慮;闡述了近年來(lái)基于模型方法和基于信息方法在相關(guān)領(lǐng)域內(nèi)的研究與應(yīng)用情況;分析了傳感器故障診斷當(dāng)前面臨的挑戰(zhàn)和未來(lái)發(fā)展方向,闡明了先進(jìn)故障診斷方法在飛控系統(tǒng)中應(yīng)用的巨大潛力。

摘要： 為改善傳統(tǒng)自由飛行模式與集中管制模式的運(yùn)行效能,本文提出一種用于民航空管系統(tǒng)的半自由飛行模式,并在該模式下研究多機(jī)協(xié)同航路規(guī)劃問(wèn)題。首先介紹半自由飛行空中交通管制系統(tǒng)的工作模式,然后設(shè)計(jì)了半自由飛行空中交通管制系統(tǒng)中最重要的多機(jī)協(xié)同航路規(guī)劃方法。該方法基于實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)網(wǎng)格和協(xié)同動(dòng)態(tài)規(guī)劃算法,在滿足所有安全約束的前提下,實(shí)時(shí)規(guī)劃飛行中或即將起飛飛機(jī)的航路,能夠解決多架飛機(jī)的航路規(guī)劃問(wèn)題。最后,通過(guò)數(shù)值仿真驗(yàn)證了半自由飛行模式和協(xié)同航路規(guī)劃方法的正確性和實(shí)用性。

摘要： 重點(diǎn)介紹了飛行仿真技術(shù)在系統(tǒng)研制過(guò)程中不同階段的應(yīng)用以及3種典型飛行仿真設(shè)備與系統(tǒng)的功能、組成與作用.這3種典型的飛行仿真設(shè)備包括全數(shù)字仿真系統(tǒng)、工程模擬器、鐵鳥(niǎo)人機(jī)組合試驗(yàn)環(huán)境,貫穿整個(gè)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)生命周期,涵蓋了數(shù)字仿真、半物理仿真、人在回路的仿真等多個(gè)層面,是飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的重要工具.

摘要： 根據(jù)結(jié)構(gòu)功能一體化的設(shè)計(jì)思想,針對(duì)傳統(tǒng)飛行控制系統(tǒng)中的作動(dòng)軸和位移傳感器等執(zhí)行部件,提出了一種利用磁場(chǎng)檢測(cè)絕對(duì)位移的新方法,實(shí)現(xiàn)了作動(dòng)軸結(jié)構(gòu)件與傳感器的集成設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)了非接觸檢測(cè),具有體積小、重量輕、量程大、成本低的優(yōu)點(diǎn).介紹了對(duì)作動(dòng)軸結(jié)構(gòu)的改造,討論了改造后的作動(dòng)軸對(duì)磁場(chǎng)分布的影響并以此推導(dǎo)了位移檢測(cè)的原理,并進(jìn)行了位移準(zhǔn)確性試驗(yàn).

摘要： 目前,農(nóng)業(yè)航空植保飛行航線精度不高,直接影響了無(wú)人機(jī)在農(nóng)業(yè)植保方面的應(yīng)用和推廣.植保無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)結(jié)合北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng),雖然可以解決植保無(wú)人機(jī)自主航線飛行的現(xiàn)狀,但由于飛行航線誤差較大仍不能滿足精準(zhǔn)施藥的要求,以致抗干擾性強(qiáng)并且定位精度高的導(dǎo)航系統(tǒng)運(yùn)用在無(wú)人植保機(jī)上的需求越來(lái)越迫切.rn 本文基于RTK技術(shù)結(jié)合北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)優(yōu)化了植保無(wú)人機(jī)飛控系統(tǒng),大幅度提高了航線飛行精度,滿足了精確施藥和安全施藥的要求.基于BDS-RTK的無(wú)人直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)在功能模塊上主要包括傳感器、控制器和執(zhí)行機(jī)構(gòu)3部分。其中:傳感器模塊用于測(cè)量飛機(jī)的飛行狀態(tài)信息;控制器通過(guò)比對(duì)飛行狀態(tài)和指令狀態(tài)，由控制算法解算出所需的控制指令，并控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)馭動(dòng)飛機(jī)按指令飛行;執(zhí)行機(jī)構(gòu)為PWM信號(hào)馭動(dòng)舵機(jī)包括三個(gè)斜盤舵機(jī)、一個(gè)油門舵機(jī)和一個(gè)尾舵機(jī)，其將控制指令由電信號(hào)轉(zhuǎn)換為舵機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)角度，通過(guò)舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)帶動(dòng)飛機(jī)的舵而偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生控制作用。

摘要： 針對(duì)飛控頻響分析試驗(yàn)設(shè)計(jì)了多通道頻響測(cè)試系統(tǒng).該系統(tǒng)控制程序通過(guò)GPIB接口控制頻響分析儀完成頻響掃頻分析,能夠?qū)崿F(xiàn)鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)和機(jī)上地面動(dòng)態(tài)掃頻試驗(yàn)的頻率響應(yīng)特性檢測(cè),得到頻率的幅值增益、相位增益的圖形曲線,完成飛機(jī)動(dòng)態(tài)品質(zhì)分析.系統(tǒng)頻率精度達(dá)0.01％,相位精度0.1°.

摘要： 針對(duì)飛控頻響分析試驗(yàn)設(shè)計(jì)了多通道頻響測(cè)試系統(tǒng).該系統(tǒng)控制程序通過(guò)GPIB接口控制頻響分析儀完成頻響掃頻分析,能夠?qū)崿F(xiàn)鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)和機(jī)上地面動(dòng)態(tài)掃頻試驗(yàn)的頻率響應(yīng)特性檢測(cè),得到頻率的幅值增益、相位增益的圖形曲線,完成飛機(jī)動(dòng)態(tài)品質(zhì)分析.系統(tǒng)頻率精度達(dá)0.01％,相位精度0.1°.

摘要： 針對(duì)飛控頻響分析試驗(yàn)設(shè)計(jì)了多通道頻響測(cè)試系統(tǒng).該系統(tǒng)控制程序通過(guò)GPIB接口控制頻響分析儀完成頻響掃頻分析,能夠?qū)崿F(xiàn)鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)和機(jī)上地面動(dòng)態(tài)掃頻試驗(yàn)的頻率響應(yīng)特性檢測(cè),得到頻率的幅值增益、相位增益的圖形曲線,完成飛機(jī)動(dòng)態(tài)品質(zhì)分析.系統(tǒng)頻率精度達(dá)0.01％,相位精度0.1°.

摘要： 針對(duì)飛控頻響分析試驗(yàn)設(shè)計(jì)了多通道頻響測(cè)試系統(tǒng).該系統(tǒng)控制程序通過(guò)GPIB接口控制頻響分析儀完成頻響掃頻分析,能夠?qū)崿F(xiàn)鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)和機(jī)上地面動(dòng)態(tài)掃頻試驗(yàn)的頻率響應(yīng)特性檢測(cè),得到頻率的幅值增益、相位增益的圖形曲線,完成飛機(jī)動(dòng)態(tài)品質(zhì)分析.系統(tǒng)頻率精度達(dá)0.01％,相位精度0.1°.

摘要： 依據(jù)飛行試驗(yàn)測(cè)試任務(wù)的需求,使用通用采集器MPX770數(shù)據(jù)采集器搭建飛控系統(tǒng)數(shù)字總線測(cè)試系統(tǒng),并通過(guò)對(duì)飛控系統(tǒng)非標(biāo)總線(數(shù)字總線)的接口特性和數(shù)據(jù)傳輸形式詳細(xì)分析,提出一種降幀處理高速總線數(shù)據(jù)的策略,將飛控系統(tǒng)的高速總線數(shù)據(jù)經(jīng)格式轉(zhuǎn)換以間隔數(shù)據(jù)幀發(fā)送方式降低發(fā)送速率使之與MPX770-0460現(xiàn)有測(cè)試設(shè)備匹配,研制開(kāi)發(fā)了飛控調(diào)節(jié)器,并且將其納入主測(cè)試系統(tǒng),在鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)實(shí)現(xiàn)飛控測(cè)試接口與采集器之間的交聯(lián)試驗(yàn).試驗(yàn)結(jié)果滿足數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)遙測(cè)和飛行事后分析兩方面需求,保障試飛項(xiàng)目順利進(jìn)行.

摘要： 依據(jù)飛行試驗(yàn)測(cè)試任務(wù)的需求,使用通用采集器MPX770數(shù)據(jù)采集器搭建飛控系統(tǒng)數(shù)字總線測(cè)試系統(tǒng),并通過(guò)對(duì)飛控系統(tǒng)非標(biāo)總線(數(shù)字總線)的接口特性和數(shù)據(jù)傳輸形式詳細(xì)分析,提出一種降幀處理高速總線數(shù)據(jù)的策略,將飛控系統(tǒng)的高速總線數(shù)據(jù)經(jīng)格式轉(zhuǎn)換以間隔數(shù)據(jù)幀發(fā)送方式降低發(fā)送速率使之與MPX770-0460現(xiàn)有測(cè)試設(shè)備匹配,研制開(kāi)發(fā)了飛控調(diào)節(jié)器,并且將其納入主測(cè)試系統(tǒng),在鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)實(shí)現(xiàn)飛控測(cè)試接口與采集器之間的交聯(lián)試驗(yàn).試驗(yàn)結(jié)果滿足數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)遙測(cè)和飛行事后分析兩方面需求,保障試飛項(xiàng)目順利進(jìn)行.

摘要： 依據(jù)飛行試驗(yàn)測(cè)試任務(wù)的需求,使用通用采集器MPX770數(shù)據(jù)采集器搭建飛控系統(tǒng)數(shù)字總線測(cè)試系統(tǒng),并通過(guò)對(duì)飛控系統(tǒng)非標(biāo)總線(數(shù)字總線)的接口特性和數(shù)據(jù)傳輸形式詳細(xì)分析,提出一種降幀處理高速總線數(shù)據(jù)的策略,將飛控系統(tǒng)的高速總線數(shù)據(jù)經(jīng)格式轉(zhuǎn)換以間隔數(shù)據(jù)幀發(fā)送方式降低發(fā)送速率使之與MPX770-0460現(xiàn)有測(cè)試設(shè)備匹配,研制開(kāi)發(fā)了飛控調(diào)節(jié)器,并且將其納入主測(cè)試系統(tǒng),在鐵鳥(niǎo)試驗(yàn)臺(tái)實(shí)現(xiàn)飛控測(cè)試接口與采集器之間的交聯(lián)試驗(yàn).試驗(yàn)結(jié)果滿足數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)遙測(cè)和飛行事后分析兩方面需求,保障試飛項(xiàng)目順利進(jìn)行.

摘要： 控制飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)裝置的控制方法(1)，該飛行器具有機(jī)械地解耦的飛行控制件以使得飛行器能由至少兩位飛行員駕駛，飛行器具有至少兩個(gè)控制構(gòu)件(22、23)，用于由至少兩位飛行員的相應(yīng)各自操作并各自產(chǎn)生控制信號(hào)，用以致使空氣動(dòng)力學(xué)裝置相對(duì)于入射空氣流運(yùn)動(dòng)，該方法包括稱為“操作”邏輯(2)的駕駛邏輯，操作邏輯包括雙操作模式(3)，每個(gè)控制構(gòu)件均能控制空氣動(dòng)力學(xué)裝置(20)。該方法的雙操作模式中“經(jīng)啟用”構(gòu)件(22)在空氣動(dòng)力學(xué)裝置的全行程幅度上具有排他性控制，而“經(jīng)停用”構(gòu)件(23)則暫時(shí)在空氣動(dòng)力學(xué)裝置上不起作用。一種執(zhí)行上述方法以控制飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)裝置的控制系統(tǒng)(40)。一種設(shè)有控制系統(tǒng)的飛行器。

摘要： 本發(fā)明提供一種飛行器熱控制系統(tǒng)及操作飛行器熱控制系統(tǒng)的方法。該飛行器熱控制系統(tǒng)（10）包括包含內(nèi)部回路（14）、蒸發(fā)器（16）和冷凝器（18）的熱控制單元（12），蒸發(fā)器（16）和冷凝器（18）被設(shè)置在內(nèi)部回路（14）中。飛行器熱控制系統(tǒng)（10）進(jìn)一步包括與熱控制單元（12）的蒸發(fā)器（16）熱耦接的冷卻回路（26）和與熱控制單元（12）的冷凝器（18）熱耦接的加熱回路（28）。

摘要： 控制飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)裝置的控制方法(1)，該飛行器具有機(jī)械地解耦的飛行控制件以使得飛行器能由至少兩位飛行員駕駛，飛行器具有至少兩個(gè)控制構(gòu)件(22、23)，用于由至少兩位飛行員的相應(yīng)各自操作并各自產(chǎn)生控制信號(hào)，用以致使空氣動(dòng)力學(xué)裝置相對(duì)于入射空氣流運(yùn)動(dòng)，該方法包括稱為“操作”邏輯(2)的駕駛邏輯，操作邏輯包括雙操作模式(3)，每個(gè)控制構(gòu)件均能控制空氣動(dòng)力學(xué)裝置(20)。該方法的雙操作模式中“經(jīng)啟用”構(gòu)件(22)在空氣動(dòng)力學(xué)裝置的全行程幅度上具有排他性控制，而“經(jīng)停用”構(gòu)件(23)則暫時(shí)在空氣動(dòng)力學(xué)裝置上不起作用。一種執(zhí)行上述方法以控制飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)裝置的控制系統(tǒng)(40)。一種設(shè)有控制系統(tǒng)的飛行器。

摘要： 本發(fā)明公開(kāi)了一種飛行器、降落傘控制系統(tǒng)以及飛行器控制系統(tǒng)，飛行器包括降落傘控制系統(tǒng)以及飛行器控制系統(tǒng)，降落傘控制系統(tǒng)和飛行器控制系統(tǒng)兩者之間通過(guò)第一通訊模塊和第二通訊模塊無(wú)線連接，進(jìn)行信號(hào)的傳輸，在飛行器發(fā)生故障而墜落時(shí)，飛行器控制系統(tǒng)中的第二控制模塊會(huì)生成開(kāi)傘指令并發(fā)送至降落傘控制系統(tǒng)的第一控制模塊，然后降落傘控制系統(tǒng)的第一控制模塊，會(huì)根據(jù)收到的開(kāi)傘指令控制降落傘噴射裝置，噴射降落傘。通過(guò)實(shí)施本發(fā)明實(shí)施例一方面不存在誤觸的情況準(zhǔn)確性更高，另一方面通過(guò)飛行器控制系統(tǒng)直接傳輸開(kāi)傘指令，響應(yīng)速度更快，縮短了失控判斷時(shí)間。

摘要： 本發(fā)明提供一種飛行器熱控制系統(tǒng)及操作飛行器熱控制系統(tǒng)的方法。該飛行器熱控制系統(tǒng)（10）包括包含內(nèi)部回路（14）、蒸發(fā)器（16）和冷凝器（18）的熱控制單元（12），蒸發(fā)器（16）和冷凝器（18）被設(shè)置在內(nèi)部回路（14）中。飛行器熱控制系統(tǒng)（10）進(jìn)一步包括與熱控制單元（12）的蒸發(fā)器（16）熱耦接的冷卻回路（26）和與熱控制單元（12）的冷凝器（18）熱耦接的加熱回路（28）。

摘要： 本發(fā)明公開(kāi)了一種無(wú)人飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)及姿態(tài)控制方法。無(wú)人飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)，用于控制無(wú)人飛行器的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)，包括：主控系統(tǒng)、舵系統(tǒng)、反饋系統(tǒng)；所述舵系統(tǒng)共有至少三個(gè)舵機(jī)，所述至少三個(gè)舵機(jī)集中地設(shè)置在無(wú)人飛行器尾部，所述至少三個(gè)舵機(jī)中各舵機(jī)的舵片旋轉(zhuǎn)軸設(shè)計(jì)為以相交于無(wú)人飛行器尾部中軸線的方式布置且任意相鄰兩個(gè)舵片旋轉(zhuǎn)軸之間的夾角相等，所述舵系統(tǒng)中各舵機(jī)的舵片驅(qū)動(dòng)控制電路分別與主控系統(tǒng)信號(hào)連接，所述舵系統(tǒng)中各舵機(jī)的舵片受主控系統(tǒng)發(fā)出的相應(yīng)姿態(tài)控制指令控制協(xié)同地轉(zhuǎn)動(dòng)而使無(wú)人飛行器實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制所需的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；所述舵系統(tǒng)還包含舵機(jī)定位模塊。

摘要： 用于飛行器的飛行控制系統(tǒng)包括經(jīng)電子或光電總線系統(tǒng)與多個(gè)總線節(jié)點(diǎn)連接的飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，多個(gè)總線節(jié)點(diǎn)各自配置為執(zhí)行基于經(jīng)總線系統(tǒng)從飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)接收的命令消息控制相關(guān)聯(lián)飛行器裝置以及經(jīng)總線系統(tǒng)將信息消息發(fā)送至飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)中的至少一個(gè)。根據(jù)本發(fā)明一個(gè)方面，電子或光電總線系統(tǒng)是包括多個(gè)獨(dú)立總線子系統(tǒng)的冗余電子或光電總線系統(tǒng)，每個(gè)總線節(jié)點(diǎn)配置為經(jīng)多個(gè)獨(dú)立總線子系統(tǒng)中的兩個(gè)不同子系統(tǒng)與飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通信，每個(gè)總線節(jié)點(diǎn)還配置為基于相關(guān)聯(lián)預(yù)定總線通信協(xié)議經(jīng)相應(yīng)兩個(gè)不同總線子系統(tǒng)中的第一總線子系統(tǒng)并基于相關(guān)聯(lián)預(yù)定總線通信協(xié)議經(jīng)相應(yīng)兩個(gè)不同總線子系統(tǒng)中的第二總線子系統(tǒng)與飛行控制計(jì)算機(jī)系統(tǒng)通信。

摘要： 本申請(qǐng)涉及一種飛行控制方法、飛行控制單元及飛行控制系統(tǒng)。該方法包括：在自動(dòng)飛行模式下，接收飛行指令單元的飛行控制指令；根據(jù)所述飛行控制指令進(jìn)行計(jì)算，得到計(jì)算結(jié)果；在根據(jù)所述計(jì)算結(jié)果判斷出滿足第一預(yù)設(shè)條件時(shí)，拒絕執(zhí)行所述飛行控制指令。本申請(qǐng)?zhí)峁┑姆桨?，能夠避免飛行器執(zhí)行錯(cuò)誤的飛行控制指令，提升飛行器的飛行安全性。

摘要： 一種飛行控制方法、控制裝置、無(wú)人飛行器、飛行控制系統(tǒng)及存儲(chǔ)介質(zhì)，所述方法包括：獲取時(shí)間序列信息，所述時(shí)間序列信息用于同步所述控制裝置的時(shí)鐘信號(hào)(S101)；根據(jù)所述時(shí)間序列信息，同步所述控制裝置的時(shí)鐘信號(hào)(S102)；根據(jù)同步后的所述控制裝置的時(shí)鐘信號(hào)以及所述控制裝置上預(yù)存的程序，控制所述無(wú)人飛行器在指定時(shí)間執(zhí)行指定飛行動(dòng)作；所述預(yù)存的程序用于指示所述指定飛行動(dòng)作和/或所述指定飛行動(dòng)作的執(zhí)行時(shí)間(S103)。實(shí)現(xiàn)了利用預(yù)存的程序?qū)o(wú)人飛行器進(jìn)行飛行控制。

摘要： 提供了一種飛行控制系統(tǒng)、載體的控制系統(tǒng)、飛行器及載體。該飛行控制系統(tǒng)(1200)包括：傳感器(1220)；控制器(1210)，與傳感器(1200)通信連接，用于從傳感器(1220)接收姿態(tài)信息，并根據(jù)姿態(tài)信息控制飛行器的飛行，控制器(1210)還用于在確定飛行模式為正立飛行模式時(shí)，采用第一正立控制模式控制飛行器的載體的運(yùn)動(dòng)，在確定飛行模式為倒立飛行模式時(shí)，采用第一倒立控制模式控制載體的運(yùn)動(dòng)。根據(jù)相同的控制指令，控制器(1210)采用第一正立控制模式控制載體的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的變化方式不同于控制器(1210)采用第一倒立控制模式控制載體的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的變化方式，提升了用戶的體驗(yàn)。