航空无人机动力系统降噪分析6篇航空无人机动力系统降噪分析 分类号： 密级：学校代码： １０４１４学号： ２０１４０１０６３４Ｉ｜ｉ承呷紇犬学硕士研究生学位论文面向旋翼型无人机空下面是小编为大家整理的航空无人机动力系统降噪分析6篇,供大家参考。
篇一：航空无人机动力系统降噪分析
类 号：密 级 ： 学 校 代 码：
１ ０ ４ １ ４ 学 号 ：
２ ０ １ ４０ １ ０ ６ ３ ４ Ｉ ｜ ｉ承 呷 紇 犬 学 硕 士 研 究 生 学 位 论 文 面 向 旋 翼 型 无 人 机 空 气 动 力学 分 析 的 高 性 能 数 值 算 法 研 究 Ｒ ｅ ｓ ｅ ａ ｒ ｃ ｈ ｏ ｎ ｈ ｉｇ ｈ ｐ ｅ ｒｆ ｏ ｒ ｍ ａ ｎ ｃｅ ｎ ｕ ｍ ｅ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ ａ ｌｇ ｏ ｒｉ ｔ ｈ ｍ ｆ ｏ ｒ ａ ｅ ｒｏ ｄ ｙ ｎ ａ ｍ ｉ ｃ ｓ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｒ ｏ ｔ ｏｒ Ｕ Ａ Ｖ ｓ 程 载 恒＿ 院所：
数 信 学 院导 师 姓 名：孙 哲 学 位 类 别：
全 日 制 学 性 硕 士 专业 领 域 ：
计 算 学 二 〇一 七年五 月
独
创
性
声
明
本人声明所呈交的学位论文是本人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。据我所知，除了文中特别加以标注和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果，也不包含为获得或其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所做的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示谢意。
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面向旋翼型无人机空气动力学分析的高性能数值算法研究 I
摘
要
在现代飞行器设计中，数值模拟方法以低成本、高效率和高灵活性等优点成为研究飞行器空气动力学的重要方法。在旋翼型无人机流场模拟中，由于旋翼与机身存在相互作用，为获得精确模拟结果需要对整个无人机的流场进行模拟，因此，有效地模拟旋翼与机身的相对运动是实现成功模拟的关键步骤，这使得此类模拟问题极具挑战性。本文设计了一套求解旋翼型无人机空气动力学数值模拟问题的基于非结构滑移网格技术的高可扩展并行计算方法。该方法对控制方程的离散，在空间方向，采用非结构移动网格有限元方法，时间推进采用全隐式二阶向后差分格式，最后采用一种并行 Newton-Krylov-Schwarz 方法求解离散后的非线性方程组。作为应用，我们对一个真实旋翼型无人机模型在悬停状态下的外流场进行了数值模拟，获得了一些非常详细的流场信息。数值结果显示，算法在天河2 号上使用 4096 个处理器核时仍具有接近线性的并行加速比，这为下一步开展旋翼型无人机的高保真度快速模拟奠定了良好的基础。
关键词：并行流体计算；非结构网格；滑移网格技术；旋翼型无人机；区域分解算法
面向旋翼型无人机空气动力学分析的高性能数值算法研究 II
Abstract
In modern aircraft design, numerical simulation becomes an important way to study the aerodynamics of aircraft because of its low cost, high efficiency and high flexibility. In the aerodynamic analysis of rotor unmanned aerial vehicles (UAVs), due to the interaction between rotor and fuselage, we have to model the full rotor UAVs, including the rotor and fuselage, to obtain accurate simulation results. In this kind of simulation, a key step is to effectively model the relative motion between the rotor and fuselage, which is a great challenge. In this paper, a highly scalable parallel computing method based on unstructured sliding meshes for the aerodynamic simulation of rotor UAVs was designed. In the proposed method, an unstructured moving mesh finite element method was used to discretize the governing equations in space, a fully implicit second-order backward differentiation formula was adopted for the temporal discretization, and finally a parallel Newton-Krylov-Schwarz method was introduced to solve the discritized nonlinear equations. As a case study, we have tested the algorithm on the Tianhe II supercomputer for a rotor UAV in the hover state, and obtained some detailed flow information. Performance results show a nearly linear speedup for up to 4096 processor cores, suggesting that our solution lays a good foundation for fast and high-fidelity aerodynamic simulation of rotor UAVs.
Key words: Parallel computational fluid dynamics；Unstructured mesh；Sliding mesh method；Aerodynamic of the rotor UAVs；Domain decomposition method
面向旋翼型无人机空气动力学分析的高性能数值算法研究 III
目
录
中文摘要…………………………………………………………………………… Ⅰ 英文摘要…………………………………………………………………………… Ⅱ 目
录…………………………………………………………………………… Ⅲ 引
言………………………………………………………………………………1
1 概述…………………………………………………………………………………2 1.1 研究现状………………………………………………………………………2
1.2 本文研究内容…………………………………………………………………3
2 数值算法……………………………………………………………………………5
2.1 计算模型及网格生成…………………………………………………………5
2.2 控制方程及边界条件…………………………………………………………6 2.2.1 欧拉描述的不可压缩 NS 方程…………… …………………………6 2.2.2 任意拉格朗日-欧拉描述的不可压缩 NS 方程… …… ……………8 2.3 控制方程的离散………………………………………………………………9 2.3.1 空间离散………………………………………………………………9 2.3.2 时间离散… …………………………………………………………10 3 Newton- - Krylov- -z Schwarz 算法………… ………………………………………12
3.1 非精确牛顿法………………………………………………………… ……12 3.2 GMRES 算法………………………………………………… ……………13 3.3 加性 Schwarz 预条件子………………… …………………………………17 3.4 NKS 算法大致流程…………………………………………………………19 4 滑移网格技术………………………………………………………………… …21
5 数值实验……………………………………………………………………… …23
5.1 测试案例………………………………………………………………… …23 5.2 并行效率……………………… ……………………………………………25 结 结
语 语……………………………………………………………………………28 参考文献……………………………………………………………………………29 致
谢……………………………………………………………………………33 在读期间公开发表论文（著）及科研情况……………………………………… 34
面向旋翼型无人机空气动力学分析的高性能数值算法研究 1
引
言
在现代飞行器设计中，跨、超声速颤振风洞试验耗资巨大，周期漫长，而且受风洞条件的限制，很难全面模拟飞行器在空中的状态，一直是国内外飞行器颤振设计的瓶颈问题。由于直升机气动特性直接决定了型号飞行性能、振动特性、噪声水平，且是结构设计、寿命评估等的直接依据，因而通过数值模拟的方式研究气动弹性问题成为目前跨、超声速震颤问题研究的主要方法。
一个国家现代化程度水平与直升机的应用程度息息相关，开展直升机技术的基础研究显得尤为重要。今后的直升机不管是军用还是民用都面临多样化的需求，由此带来更复杂的空气动力学问题，作为一种快捷有效的研究手段，旋翼型无人机空气动力学分析的高性能数值算法也因此会得到更加广泛的应用。旋翼除了在直升机上得到应用之外，在风能发电机、螺旋桨等方面也有非常广泛的应用。这些旋翼流场的计算方法具有共性，直升机旋翼的计算代码也可以很方便地应用到这些相关领域当中。
综上所述，数值模拟在旋翼复杂流场研究中具有十分重要的作用，深入开展旋翼流场的数值模拟方法研究，发展相应的数值模拟方法，具有重要的学术价值和广阔的工程应用前景。
面向旋翼型无人机空气动力学分析的高性能数值算法研究 2
1 概述
1.1 研究现状
旋翼型无人机全流场的高保真度数值模拟是当前计算流体力学领域极具挑战性和重要意义的研究方向。与传统的非旋翼型飞行器空气动力学分析问题相比，此类问题的挑战主要体现在以下几个方面：(1)旋翼与机身之间的相对运动涉及移动网格、相对运动模拟、多物理量高精度插值等多种方法的耦合；(2)无人机复杂的外形导致其计算网格十分复杂且网格量巨大；(3)旋翼和机身之间的相互作用导致其流场结构极为复杂。因而为实现旋翼型无人机复杂外流场的高保真度数值模拟，需要研发高效的数值计算方法。
在过去的几十年里，由于受计算机计算能力的限制，大部分关于旋翼型无人机外流场的研究主要集中在低保真度方法的研究，如早期的动量源方法[1-5]，其主要思想是将旋翼看成作用盘，桨叶对气流的作用等效为时间平均的动量源项添加到控制方程中，这样处理后就不用围绕桨叶生成贴体网格，简化了网格生成，大大减少了计算量，然而牺牲了求解旋翼桨叶周围的流动细节和精度。也有一些学者采用欧拉方程[6-9]进行模拟，其主要思想是对纳维-斯托克斯(Navier-Stokes，以下简称 NS）方程进行了无黏性假设简化，然而大量的研究表明[10-12]，在旋翼型无人机流场分析中，黏性对其影响很大，采用欧拉方法难以深入地研究其流场细节。随着计算机技术的发展，越来越多的学者将研究重点转向高保真度模拟方面，如采用雷诺平均 NS 方程[10,11]、大涡模拟[12]方法等。雷诺平均 NS 方程的主要思想是对 NS 方程进行时间平均，将非定常的湍流问题转化为一个定常的问题进行研究，减少了计算量，但只能提供湍流的平均信息。大涡模拟法通过某种滤波函数将大尺度的涡和小尺度的涡进行分离，大尺度的涡采用直接模拟，小尺度的涡用湍流模型来进行封闭。相对于直接求解 NS 方程，这些方法都在计算量方面做了一定的妥协，牺牲了一些精度。
由于高保真度数值模拟带来的巨大计算量，通常需要借助超级计算机强大的计算能力和存储能力才能有效实现。如今，计算机计算能力的提升不再取决于单
面向旋翼型无人机空气动力学分析的高性能数值算法研究 3
个处理器性能的提升，而是依赖于处理器数目的增加，因而构造高可扩展的并行算法是旋翼型无人机高保真度数值模拟亟需解决的问题，这也是本文重点关注的方面。并行计算方法在无人机的研究中已有一些研究成果，如早期的[11,13,14]，可扩展到几十个处理器核。最近，文献[15]将算法的扩展性扩展到了 24576 个处理器核，但该文使用的结构化网格，其相对本文采用的非结构网格，并行化处理相对容易，但其无法处理复杂的外形，因而文献[15]对无人机的外形做了大量的简化，这使得该算法的工程应用性大打折扣。
在旋翼与机身的相对运动模拟方面，许多学者采用了嵌套网格技术[16-21]，嵌套网格技术是在固定区域与旋转区域之间生成重叠网格，两个区域的解通过黎曼/狄利克雷平均来耦合。这就导致了求解时迭代次数的增加，并且每个时间步都需要重新生成部分网格，大大增加了计算量，降低了求解效率，限制了并行计算的可扩展性。基于嵌套网格的并行算法，目前尚无公开的直接用于无人机模拟方面的文献。模拟相对运动的另一类技术是滑移网格方法，其是在动参考系模型和混合面法的基础上发展起来的，可以有效的避免这些问题，但其带来的主要问题是在交界面上的插值误差可能影响整个模拟的精度，因而需要构造高精度的界面插值方法来减少模拟误差。滑移网格技术在风能发电机[22,23]、螺旋桨[24-27]、旋翼[7,11]等运动的数值模拟中已有一些研究，获得了一些很好的计算结果。两类方法各有优缺点，很难断定某类算法优于另一类算法。本文将采用滑移网格方法处理相对运动。
现有的滑移网格技术方面的研究主要集中在工程应用方面，很少有学者关注其与求解算法之间的耦合研究，即如何设计基于滑移网格技术的高效快速并行算法，由于缺乏相应的快速、并行求解算法，很难快速获得高保真度的数值计算结果。本文构造了一套基于非结构滑移网格技术的旋翼型无人机空气动力学并行数值模拟方法。采用 NS 方程作为控制方程，有限元方法进行空间离散，一种全隐式二阶差分方法作为时间离散，最后利用并行牛顿-克雷洛夫-施瓦兹(Newton-Krylov-Schwarz，以下简称 NKS)方法求解离散后的方程组。我们在 2016 年首次提出了该套算法，并成功地应用到了风能发电机的空气动力学数值模拟中[28]，本文将...
篇二：航空无人机动力系统降噪分析
2卷第6期2010年12月南京航空航J ournal of N anj i ng U ni versi ty天大学学报of Aeronauti cs＆Astronauti cs无人机舵回路及其新型控制策略设计和应用夏青元徐锦法( 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)V01．42 N o．6D ec．2010摘要：以无人直升机飞行控制系统研制实际需要为背景，运用高集成AVR单片机设计了数字式舵回路控制嚣，根据嵌入式计算机系统实现舵回路控制律要求，设计并实现了舵回路数字式控制律。采用变参数调节控制律可使舵回路控制性能达到理想状态，有效避免了系统超调和积分饱和。舵回路控制参数的在线调整，实现了不同被控对象／不同状态的有效控制，拓展了数字式舵曰路的适用场合。在综合汲取伺服电机调制模式基础上，提出了复合PW M 模式和“ 极性比” 概念，实现了数字式舵回路低功耗之目的。文中给出了部分试验结果和应用实例。结果表明，所设计的低功耗数字式舵回路是成功的，该舵回路不但功耗低，体积小，而且抗干扰能力强。关键词：数字式舵回路；控制律实现；功率驱动；低功耗；试验与应用；无人飞行器中图分类号：TP273文献标识码：A文章编号：1005—2615( 2010) 06—0704—06D esi gnandAppl i cati onof ServoSystemand ItsN ew t ypeControlStrategyfor U AVXi a Q i ngyuan，Xu J i nfa( N ati onalKey Laboratory of Rotorcraft Aerom echani cs，N anj i ng U ni versi ty of Aeronauti cs＆Astronauti cs，N anj i ng，210016，Chi na)Abstract：A di gi talservo control l er w i th AVRm i crocontrol l er i sdesi gnedto m eet the actualnecessi ty fordevel opi ngthefl i ghtcontrolsystemfor the unm anned aeri alhel i copter．Accordi ngto therequi rem entsof the em bedded com puter systemand the servo systemcontrol l aw ，thedi gi talsi gned and i m pl em ented．Thecontrolperf orm ancecan bei m proveddueservo control l aw i s de—to adopti ng vari abl e param etercontroll aw ．The overshoot and thei ntegrati ngsaturati on are al l evi ated．Because i ts controlparam eterscan he adj usted on—l i ne，the servo systemcan control di fferent control pl ants i n di fferent states．Its ap—pl i cati on fi el d canbe expanded．Am i xed—PW Mm ode and a" Pol ar Scal e“ conceptareproposedafter tw obasi c m odul ati on m odes areanal yzedandsynthesi zedfor the servo m otor dri ver．Theobj ecti ve for reduc—i ngthe pow er consum pti onof thedi gi talservosystemi s achi eved．Test resul ts andpracti cal appl i cati onsaregi ven．Resul ts dem onstrate that the desi gnofthe l ow —pow er di gi talservosystemi s successful ．Thedesi gnedservosystemhasadvantagesof thel ow —pow er consum pti on，the sm al l si ze，and thestrongan—ti —i nterfe! rence abi l i ty．Key w ords：di gi tal servo—actuator；control l awi m pl em entati on；pow er dri vi ng；l ow pow er consum pti on；testi ngandappl i cati on；unm annedaeri al vehi cl es在无人飞行器( U AV) 中，舵回路是飞行器控制系统中的一项关键的驱动执行部件，它的性能直接影响飞行器的飞行控制效果和飞行品质。在固定翼飞机飞行控制中，舵回路驱动左右副翼面、升降基金项目：装备预研基金( 9140A25030206H K0206) 资助项目。收稿日期：2010—01—13；修订日期：2010-06—02作者简介：夏青元，男，博士研究生，1980年6月生；徐锦法(联系人)，男，教授，博士生导师，E—m ai l ：xj fae@ nuaa．edu．cn。万方数据第6期夏青元，等：无人机舵回路及其新型控制策略设计和应用705舵面、方向舵面等；在直升机飞行控制中舵回路驱动自动倾斜器、尾桨桨距，起到改变作用在飞行器上的外力作用，实现对飞行器的控制与稳定。作用在飞行器动力控制系统的舵回路，起到驱动发动机和油门调节作用，从而实现了对飞行器动力系统的控制与稳定。目前无人飞行器上所用的舵回路通常采用直流电机直接驱动控制舵面，优点是结构简单、质量轻便、可控性强、响应快等，不利因素是舵回路完全由直流电机做功率推动，电机的需求功耗比较大，对航电设备要求高；舵回路的动态性能直接取决于直流电机，无法进行有效局部调节，从而飞行器控制性能只能取决于飞行控制／动力控制回路性能。随着永磁直流电机技术和数字驱动控制技术的发展，舵回路不断得到有效的改进和应用。国内外不少科研院所都在致力于这方面的研发工作，陆续有一些产品出现在无人飞行器的控制系统中，如美国的“ 捕食者” 、“ 全球鹰” 无人机及法国的“ 美洲豹”等，驱动控制系统逐步由数字式控制所取代，功率也得到大幅度下降，有利于机载功耗的配置大幅降低‘ 1。引。当前国内许多科研院校和企业单位相继开展了适合特定用途的中小型无人飞行器的研究，这些元人飞行器上的舵回路一般采用电动式舵回路“ ] 。在无人飞行器的机载航电系统中，舵回路的功率消耗在整个机载航电设备里占有比较大的比例。降低舵机功率消耗是舵回路设计的一项重要指标。本文中提出新的电机驱动方式，不但没有损失舵机的驱动能力，而且能有效降低舵机功率消耗，增强飞行器的续航能力及改善电磁环境。本文介绍了无人机的电动舵回路的工作原理，设计了数字式舵机控制器，保证在近平衡区域内克服静摩擦的高频振荡所需交替电流基础上，降低无需消耗的电流，达到节能降噪。而且采用了数字控制器，其控制器能够实现多种逻辑条件判断和复杂运算，控制过程算法灵活，利用变参数控制技术，具有较强的鲁棒性，能够适应复杂的飞行环境。1数字式舵回路组成与设计所设计的舵回路系统由舵机、驱动和控制三部分组成。舵机是舵面驱动执行机构，由伺服直流电机、位置反馈直线电位计和电机减速机构组成，驱动部分负责舵回路控制性能调节，涉及数字式控制回路和信号调理电路。调理电路包含位置、速度、电流反馈测量电路和电机功率驱动等( 如图1) 。图1舵回路组成结构图1．1数字式控制器及功能数字式控制器除了具有控制律数字计算外，还具有数据采集、数据存储、信号输入输出等功能，实现这些功能的关键在于控制器计算处理系统采用了8位RISC结构的单片机，选用ATM EI。公司的AVR系列里的M EG A8I。单片机，该单片机具有电擦除可编程只读存储器( EEPRO M ) 、随机访问存储器( RAM ) 、模拟转换器( AD C) 、多路PW M 发生器、16／8位定( 计) 时器、看门狗( W atchDog) 、通信串口和其他功能的电路。工作电压为2．7～5．5 V，晶振最高8M H z。1．2电流和电压反馈测量电机的电流信号是通过在电机上串联一个0．01 Q 采样电阻，将其电流信号转换成电压信号，再经过信号放大、滤波后由ADC进行数据采集，实时获得电机的电流信号。位置信号由直线电位计反馈，电阻值为10kQ ，有效行程为100 m m ，测量滑动位置的电压输出便可得到舵机的位置反馈信号。速度反馈信号无需直接测量，通过对位置信号的一次微分实现。1．3数据通信数据通信是实现舵回路与外界交互的接口，实现命令设置和查询功能。设计的舵回路控制器是通过RS232串口直接与飞控计算机连接。飞控计算机以指令形式向控制器发送位置给定信号，同时也可以查询舵机当前的位置反馈信号和电机实时电流信号，控制器参数可以通过串口指令直接修改，可实现控制器参数在线调整，无需下电拆卸控制器，适应不同应用场合的需要。数字控制器利用双向数据通信实现故障自动报警及自检等功能，对于飞行器的安全飞行具有重要意义。1．4复合PW M 模式功率驱动功率驱动电路是实现舵机驱动的关键电路。舵机驱动采用可逆脉冲宽度调制PW M 实现¨ 岳] 。设计电路如图2所示，属H 型全桥式电路，4个相同的万方数据
706南京航空航天大学学报第42卷Ⅳ沟道型功率M O SFET管组桥，其中M 。和M 。为一组，M ：和M 。为一组构成分时导通电路，控制舵机的正转和反转‘ 川。圪j _j i D ，D ：2ij1厂、J 攀—ZiD，1Clqj 51=图2H 桥驱动电路PW M 分别控制常规可逆调制模式有二种：单极性模式和双极性模式，控制着电机的正转和反转。单极性调制模式在电机运转时电枢电压极性呈单一( 或正、或负) 变化，电机只有一端加载PW M脉宽。主要应用在电车、起重等，该调制方式控制简单、电流脉动小、波形系数好、功耗低，缺点是低速平稳性能差，控制精度相对较低。双极性调制模式是目前最常用的工作方式，运转时电机电枢的电压极性始终是正负交替，电机一直处于高频振荡环境中，这样有助于克服静摩擦，有利于低速控制平稳性和控制精度提高，不利之处有：电机始终保持驱动电流，电机发热量大，功率消耗高，保护电路复杂，限制了开关频率，电磁脉冲干扰严重，对工艺布局要求高，不利于无人机的低功耗、低干扰设计要求。综合上面两种调制模式固有的优缺点，经反复研究调试，提出了复合PW M 调制模式和“ 极性比”概念。飞行器在正常飞行条件下舵机的驱动变化量较小，只有在进行大机动或快速爬升情况下，舵机驱动量才会有较大的变化，消耗较大的电流。当采用双极性模式调制时，正常飞行时舵机所消耗的功率大部分消耗在产生高频振荡上，用于克服静摩擦，这部分电流为正负交替相互抵消作“ 无用功” ，不产生舵机实际位移变化量。如能减小产生高频振荡所消耗的功率，同时还能确保舵机性能不变，就能有效减小舵回路的功率消耗。研究发现在数字式控制器中，通过缩减每周期中“ 无用功” 的时间，仅保留部分正负交替的电流，就能产生用于克服静摩擦的高频振荡。调制规律如图3( a) 所示，第一行为电机的A端输入电压图，第二行为电机的另一端B输入电压图，第三行为电机电枢电压( 即A～B) 。在tI屯tI_Jtl‘f，t乞f，( a) 静止( b) 正转( c) 反转图3复合PW M 调制模式每一调制周期71内分为两部分，前一部分为双极性模式，即图中的t。～fz部分，平衡位置是仍有相互抵消的正负交变电流；后一部分为单极性模式，即t。部分，在平衡位置时，单极性不消耗功率。上述调制方式定义为复合PW M 调制模式。利用复合PW M调制模式能够实现无人机舵机低功耗、抗干扰要求。定义极性比卢为卢=半( 1)在一个PW M 周期内，t，内电枢为正电压，t：内电枢为负电压，t。内电枢上电压为零。正占空比为a=争=忐· 半=口，· p(2)一个PW M 周期内的电枢平均电压” 孚也=(急一· )．半·U，=(2d一1)触，式中：以为电机电枢加载平均电压，口7为在双极性部分里的正占空比，U ，为供电电压，口7∈Eo，1]，( 3)卢∈[o，1]；卢一0时为单极性模式，卢=1时口=口’ 即是双极性模式。复合模式工作状态时，12" 7=1／2时，U 。一0，电机不转；口，>1／2时，U。>0，正向驱动电机；口7<1／2时，U 。<0，反向驱动电机；由式( 3) 知n，，p均可以改变玑大小。为了降低电机功耗，当增加电枢平均电压U。数值时，先改变口’ ，若口’ =1后再增大p(卢∈[p。，13，卢。为预设值) 为原则；减小以数值时则反之，p减小到凤后，再减小口7。当舵机处于近平衡位置状态时，调制规律如图3( a) 所示，t。=f2，施加在舵机上的驱动电压为等脉宽等幅度，极性相反，能使电机产生频率较高的颤动，有利于克服舵机静摩擦，从而提高动态性能，t。时间段相当于单极性模UOUOUOUOUOUO万方数据
第6期夏青元，等：无人机舵回路及其新型控制策略设计和应用707式调制，此时施加在舵机上的驱动电压为零，即不消耗功率，调制周期丁内功率也就降低了，降低能量的大小取决于极性比风，极性比卢。越大，即t。越小，导致零点消耗的平均电流越大；风越小，即t。越大，导致零点消耗平均电流也越小，风的选取需要根据舵机机械部件和电机特性情况而定，图中取风=1／z。当电机需要正转时，调制规律如图3( b) 情形，此时t，>f：，舵机以极的平均电压大于B极( 【，。>U 占) ) ，若需要电机正向加速或减速，则调制正向导通时间t。，直至t，=丁，当需要舵机反向移动时，调制规律如图3( c) 情形。2舵回路数字式控制律设计与实现舵回路所控制的舵机为直流伺服电机，简化数学模型为Gc5)=器=高式中：丁肘为时间常数，较小；KM 为静态增益。当舵机作为舵面的执行机构时，舵面的铰链力矩是随飞行状态变化的。应用于直升机自动倾斜操( 4)纵时，随桨叶迎角的变化铰链力矩作用在舵机负载反馈有正反馈，也有负反馈，对舵机回路不进行反馈控制，难以实现舵面的有效控制。控制原理如图4所示，依据理论分析，当位置反馈系统选择合适时，铰链力矩蟛的影响可以忽略不计，其中的速度反馈和电流反馈是为了改善控制效果特地引入的，速度反馈起到提高系统的动态阻尼作用。电流反馈是为了抑制转矩纹波，减小电机震动，可有效延长电机寿命。为此，舵回路控制器设计为三层回路，内回路为电流控制，中间回路为速度控制，最外回路为位置控制，各层控制规律设计各有区别。图4舵机伺服控制框图电流控制律Ai =Kv( i ；一i D( 5)式中△ i 直接作用到PW M 功率驱动电路。速度控制律ri 。=KP( 鸭一叶) +K1 I(鸭一oui )dt( 6)J式中i 。为速度控制器控制律输出。位置控制律Kvl P，+KD l e，l e。I>￡1Kr：邰+K-。卜，出+K。。邑e：《h l ≤e，÷ ：《Ie，l ≤j ，( 7)Kr。唧+K。。』岛出+K。。蠢Ie，I<E：式中：e，=况一国为位置误差；蠢=盒一文为位置误J e。I<；：差变化率；Kv，，KD。，KP：，KT：，KD：，KP3，K13，KD。是针对不同情形选择的参数值；e。，e：，言。，；：，为误差区域临界值。变参数目的是为了有效改善控制性能，实际控制效果也得到了明显提高。当l e。I∈(￡。，oo)时，系统应加快响应速度并防止开始是偏差e瞬间变大，取较大的Kr．和较...
篇三：航空无人机动力系统降噪分析
机航空影像 数据 处理流程
中国测绘科学研究院
北京东方道迩信息技术有限责任公司
目
录 1、无人机航空影像数据处理流程 ............................................................................. 3 2、无人机航空影像数据要求 ..................................................................................... 4 3、无人机航空影像数据空三加密流程 ..................................................................... 5 3.1 畸变差校正 ...................................................................................................... 5 3.2 建立测区工程 .................................................................................................. 7 3.3.1 工程目录及相机检校文件设置 ............................................................ 8 3.3.2 设置航空影像数据 .............................................................................. 10 3.3.3 设置控制点数据 .................................................................................. 14 3.3 空三加密 ........................................................................................................ 15 3.4.1 数据预处理 .......................................................................................... 16 3.4.2 航带初始点提取 .................................................................................. 19 3.4.3 自动相对定向及修改 .......................................................................... 21 3.4.4 自由网平差 .......................................................................................... 31 3.4.5 控制点提取及区域网平差 .................................................................. 35 4、DEM 与 DOM 制作 ................................................................................................ 37 4.1 DEM 匹配及编辑修改 .................................................................................... 37 4.1.1 工程及格式转换 .................................................................................. 37 4.1.2 核线影像生成及 DEM 匹配 ................................................................. 40 4.1.3 DEM 编辑修改 ...................................................................................... 46 4.2 DOM 纠正及分幅 ........................................................................................... 52 4.3.1 DOM 纠正及拼接 ................................................................................. 52 4.3.2 DOM 分幅 ............................................................................................. 60
1 、无人机航空影像数据处理流程 高分辨率遥感影像一体化测图系统 PixelGrid 作为卫星影像数据处理的能力和效率在生产过程中已经得到了很好的验证，其数据适用范围之广、处理效率之高在国内都是其它同类软件无法比拟的。
无人机航空摄影是一种新型的航空影像数据获取方式，由于无人机种类不同以及所搭配的相机不同，其获取数据的质量也不相同，PixelGrid针对国内测绘部分中低空领域普及的无人机航空拍摄数据，提供了高效快速的处理。
其无人机航空影像作业流程图如下：
资料准备空三加密DEM 制作DOM 制作原始影像 航摄信息控制资料空三加密成果 DOM成果 DEM成果畸变差校正 图 1-1 无人机航空影像处理流程
2 、无人机航空影像数据要求 对于无人机数据的处理需求必要的一些文件。其中包括原始影像数据、相机检校文件、控制资料、航线结合表（航线索引图，包括飞行信息）等。
原始数据格式可以为 JPG、BMP、TIF 等； 相机检校文件包括：相机像主点坐标、相机焦距、像元大小、径向畸变差系数（K1、K2）、切向畸变差系数（P1、P2）、CCD 非正方形比例系数α、CCD 非正交性的畸变系数β、像方坐标系等（其单位为像素或毫米）。
控制资料包括：测区控制点点之记、控制点坐标文件（包括平面坐标与高程坐标）或 DOM、DEM 等。
航线结合表包括：航线索引图、飞行方向及飞行架次等。
3 、 无人机航空影像数据空三加密流程 3.1 畸变差校正 由于无人机航空拍摄的相机为非量测相机，其像片存在边缘畸变，需对其进行畸变差校正后才能进行空三加密。
运行 PixelGrid 主程序，点击主程序“数据预处理”菜单下“航空影像连接点自动量测及区域网平差”，进行航空影像自动连接点转刺模块，点击“数据准备及预处理”菜单下的“小像幅航空影像畸变差校正”菜单，弹出无人机畸变差改正菜窗口，见图 3-1：
图 3-1 无人机畸变差改正 在相机参数文件中选择该测区的相机参数文件（*.cam）,其格式如下：
例子
说明
＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝
＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝
2814.0920 1881.4059 3798.6528
\\ Xo，Yo，焦距 0.000000007865485133 -0.000000000000000525
\\ k1，k2 0.000000124967681164 -0.000000039995221825
\\ p1，p2
0.000017900840 0.000046385424
\\ Alfa，Bate 注：相机参数文件的单位可以为像素单位，也可以为毫米单位，但当为像素单位时，其 X0，Y0 值则应以左上角为圆点。
相机参数文件选择后，在相机参数单位中选择该测区相机参数文件的单位（像素还是毫米，当选择毫米时，则需在像素大小项中输入该测区的像素大小，单位为毫米）。
在“保存路径”项中设置改正后影像文件的存储路径，在“影像列表”项的空白处点击右键，点击“添加影像”项，添加测区需要进行畸变差校正的影像，见图 3-2：
图 3-2 无人机畸变差改正添加影像 影像添加完成后，选择需要进行逆时针旋转 90º的影像，单击右键，点击“逆时针旋转”，见图 3-3
图 3-3 无人机畸变差改正像片旋转
注：初始像片旋转方向都为顺时针旋转。
参数设置完成后，点击“处理”按钮，开始进行无人机影像的畸变差改正。完成后，点击“退出”按钮，退出无人机畸变差改正窗口。
3.2 建立测区工程 在航空影像自动连接点转刺模块，点击“数据准备及预处理”菜单下的“新建测区工程”菜单，弹出设置航摄区域必要参数窗口，见图 3-4：
图 3-4 新建工程
3.3.1 工程目录及相机检校文件设置 设置工程目录，或点击“工程目录名”后的 按钮，在弹出目录选择窗口中选择工程目录，如下图所示：
图 3-5 设置工程目录 选择存放目录，点击“确定”按钮，则配置了工程目录。（必须为该工程指定一个目录）
填写正确的摄影比例尺。（传统航空影像数据摄影比例尺必须填写正确）
设置相机检校参数文件。如果该测区使用为传统航空影像数据，则不选
择数码相机影像。点击“相机检校参数文件”后的 按钮，弹出检校文件设置窗口，如下图所示：
图 3-6 设置相机检校文件
点击 按钮，在列表中显示的输入框中填写相机检校文件的名称，文件格式应为“.cmr”。如下图所示，为创建了名为如图 3-“1.cmr”的相机检校文件。如果一个测区内存在多个相机检校文件，则依次在此添加。
图 3-7 新建相机检校文件
点击 按钮，可删除一个文件；点击 按钮，将文件排放顺序向上移动一位；点击 按钮，将文件排放顺序向下移动一位；点击“确定”按钮，则保存了创建的相机检校文件以及设置，并显示在设置航摄区域必要参数的窗口中，如下图所示：
图 3-8 设置测区参数
设置正确的“内定向限差（毫米）”、“相对定向限差（毫米）”以及“模型链接限差（毫米）”。在“相机检校参数文件”类表中选择相机检校参数文件，点击“设置相机检校参数”按钮，弹出相机检校参数设置窗口，如下图所示：
图 3-9 设置相机参数
根据项目设计书提供的文件填写主点坐标、相机焦距、像素大小、影像列数和行数等信息，点击“确定”按钮保存设置。
3.3.2 设置航空影像数据 点击“设置航空影像数据参数”按钮，进行影像数据的添加及参数设置，
弹出如图 3-1-所示窗口：
图 3-10 测区航空影像数据设置
选择航带号，通过 按钮选择航带号；填写当前航带分组，如图 3-10所示，当前航带号为 1 的影像数据分为 1 组；根据实际航摄情况，填写当前航带的航向重叠度。
点击“增加影像”按钮，为航带增加影像。选择要删除的影像数据，点击“删除影像”按钮，即删除了影像数据。影像数据的显示按照排列的顺序显示，如图 3-10 所示，影像按照顺序排列，则显示时是按照此种方式显示，可以调整影像的显示顺序。选择要移动的影像数据，点击“向上移动”按钮将影像向上移动一位，点击“向下移动”按钮将影像向下移动一位。点击“按升序排列像片”按钮，则影像按照升序的方式排列、显示；点击“按降序排列像片”按钮，则影像按照降序的方式排列、显示。
以上操作设置了第一条航线内的影像数据，可以继续设置其他航线的数据，只需要使用 按钮选择航带号，其他操作如上述的操作。
对航带号及影像数据设置完成后，点击“下一步”按钮，进入下一步，如图 3-11 所示：
图 3-11 测区航空影像数据设置 选择航线内的所有影像后，点击“设置影像代号”按钮为影像设置代号，并根据相应顺序选择升序或降序排列。如图 3-12 所示：
图 3-12 测区航空影像数据参数设置 如图 3-13，点击“设置像素大小（毫米）”按钮设置像素大小，并应用到全部影像。
图 3-13 测区航空影像数据参数设置
如图 3-14，点击“设置相机检校文件”按钮设置相机检校文件。如果测区内只有 1 个相机检校文件，则可以选择应用到所有影像，如果该测区内存在多个相机检校文件，则不选择应用到所有影像即可。按单个航线进行设置相机检校文件。
图 3-14 测区航空影像数据参数设置
点击“上一步”按钮，返回上一步操作；点击“完成”按钮，保存设置
并退出；点击“取消”按钮，退出设置界面；点击“帮助”按钮，弹出帮助信息。
注：所有航带内的影像按照影像位置都是从西往东的顺序排列影像。
3.3.3 设置控制点数据
点击“设置控制点数据”按钮，进行地面控制点信息的设置。在弹出的“设置地面控制点信息”窗口中定义控制点信息，如图 3-15 所示：
图 3-15 设置控制点
可以直接填写控制点信息，也可以通过文本导入控制点信息。如果导入控制点，直接点击“从文本文件中引入”按钮，在弹出的打开窗口中，选择路径和文件，点击“确定”按钮，便从文本文件中导入了控制点信息，控制点信息会显示在窗口的表格中，如图 3-15 所示。在表格中选择一个控制点，点击“删除控制点”按钮，便删除了该被选择的控制点；点击“X/Y 坐标互换”按钮，便将所选的控制点的 X、Y 坐标进行了互换；点击“确定”按钮，保存了控制点信息的设置；点击“取消”按钮，则取消了所有未保存的设置，并关闭窗口。
所有航摄区域参数设置完成后，点击“确定”按钮，进入如下图所示的
界面：
图 3-16 航空影像自动连接点量测模块 注：在处理无人机数据时，相对定向限差及模型连接限差值需给大些，可以提高模型连接成功率，一般设置在 0.02 毫米就可以了。
3.3 空三加密 确定航线偏移量自动相对定向模型连接检查人工编辑控制点量测区域网平差成果输出检查解算结果不成功成功不合格参数设定 航片导入自动连接点选取及量测 图 3-17 无人机航空影像空三加密流程
3.4.1 数据预处理 如果加密的计算机的 CPU 内核存在 4 个以上，则可以先生成金字塔影像及索引影像。
3.4.1.1 生成金字塔影像 金字塔影像在匹配相对定向点时需要使用。
在“区域网平差操作菜”单下选择“预先生成金字塔影像”菜单，弹出如下对话框：
图 3-18 数据预处理
在“影像预处理工具”窗口中空白处单击右键，弹出如下对话框：
图 3-19 金字塔影像生成
在添加影像时有三种添加方式，第一种是直接选择影像，在空白处单击右键，点击“增加影像”项，直接多选影像即可；第二种是增加空三工程中的影像，点击“增加空三工程中的影像”项，选择需要工程目录下的影像工程文件（*.img），即可添加空三工程中的所有影像；点击“增加指定目录中的影像”项，选择影像目录，即可添加影像目录中的所有影像。见图 3-19：
图 3-20 金字塔影像生成
影像添加完成后，点击“处理”按钮，开始进行影像金字塔生成。
3.4.1.2 生成索引影像 索引影像是在浏览影像时所生成的文件，（后缀为 index）
在“区域网平差操作菜”单下选择“预先生成索引影像”菜单，弹出如下对话框：
图 3-21 数据预处理
在“影像预处理工具”窗口中空白处单击右键，弹出如下对话框：
图 3-22 索引影像生成
在添加影像时有三种添加方式，第一种是直接选择影像，在空白处单击右键，点击“增加影像”项，直接多选影像即可；第二种是增加空三工程中的影像，点击“增加空三工程中的影像”项，选择需要工程目录下的影像工程文件（*.img），即可添加空三工程中的所有影像；点击“增加指定目录中的影像”项，选择影像目录，即可添加影像目录中的所有影像。
影像添加完成后，点击“处理”按钮，开始进行影像索引生成。
注：该项必须建立测区加密工程内才能处理 3.4.2 航带初始点提取 ...
篇四：航空无人机动力系统降噪分析
241 -技术应用 科学大众·Popular Science 2021年1月基于风洞实验仪器平台的无人机动力测试系统的研发中国民航大学 航空工程学院王欣悦，叶会会，徐熠阳摘 要：本团队研发一套基于风洞实验仪器的无人机动力测试系统，用风洞实验仪器来模拟无人机飞行状态下的来流风速。研发完成，使用不同型号的螺旋桨与电机进行风速、转速、拉力、扭矩等数据的测量，并研究其与风速的关系曲线。关键词：无人机；风洞；动力系统1
研究背景及意义无人机（Unmanned Aerial Vehicle，UAV）是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞行器。无人机实际上是无人驾驶飞行器的统称，与载人飞机相比，具有体积小、造价低、使用方便、对使用环境要求低、战场生存能力较强等优点。相比于常规的有人驾驶飞机，无人机更适合在环境恶劣的场景下使用。无人机按照使用目的主要分为分军用和民用两种，其中，民用无人机的主要任务有警用、城市管理、农业、地质、气象、电力、抢险救灾、视频拍摄、科学研究等 [1] 。无论是哪种无人机，无论其在何种领域作用，动力装置始终是其“心脏”。常见的无人机动力装置包括活塞式发动机、涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、电动机等 [2] 。在民用领域无人机往往需要更好的悬停稳定性，并且其所搭载的设备往往较轻，故民用无人机多采用旋翼布局配合电动机。例如广受欢迎的大疆“御”（Mavic）系列、“精灵”（Phantom）系列、“悟”（Inspire）系列都是使用电动机作为其动力装置。无人机的发展与动力装置的发展是相辅相成的，无人机的发展趋势要求其动力装置向某一方向发展，同时，动力装置的进步也促进了无人机的发展 [3] 。所以为了推动无人机动力装置的发展，对无人机的动力系统进行测试具有很高实际应用价值。2
研发过程本文研发一套基于风洞实验仪器的无人机动力测试系统，使用风洞来模拟无人机的基本飞行环境，对无人机的动力系统进行更加精确的测定。开发单机片、软件系统和基本的结构测试系统，对无人机的拉力、续航和扭矩进行较为准确的测量，且测量结果误差均小于0.5%。建立动力系统参数数据库，选择市场常见的无人机电机、螺旋桨和电池进行测试，并记录结果，运用SQL语言建立MySQL数据库，增添实验数据，在客户登录之后可以查找所需的动力系统参数，并可选择合理的动力搭配方式。研究不同风速对无人机动力系统参数的影响，根据得到的实验数据，对风速影响无人机动力系统参数的机理进行探究，并拟合出关系曲线，通过气动分析和实验进行验证。3
作品的科学性与先进性本团队设计的这款实验平台（见图1）能够对无人机动力系统进行多参数测试。1—电机；2—螺旋桨；3—温度传感器；4—轴承；5—扭力传感器；6—太阳能板；7—拉力传感器；8—电池；9—铝制支架；10—中央处理器。图1
无人机动力测试台示意研发阶段，本团队首先运用CATIA软件进行测试台三维建模，依据图纸进行加工组装。其次使用ABAQUS有限元分析软件对测试台进行强度分析和校核。最后根据强度分析结果对测试台进行结构、材料和外形优化，使之兼顾轻量化和强度要求。此外，本团队设计的动力测试台上还装有拉力传感器、温度传感器、扭力传感器，旨在不改变动力测试台结构的情况下对剩余空间进行充分利用。对于本产品来说，风洞实验是至关重要的。测试阶段本团队就是基于风洞来模拟飞行器或实体周围气体的流动情况，并采用计算机辅助测试不同动力系统在不同空速下的性能参数，由计算机自动记录实验数据，并在实验后自动生成数据采集结果。结果表明，本团队设计的无人机动力系统测试台的各项性能满足设计要求，应用效果良好。4
实物图生产研发的基于风洞的无人机动力系统测试平台如图2所示，其测量的结果如图3所示。图2
基于风洞的无人机动力系统测试平台从图中可知，拉力、总（电）功率、系统力效随着电机转速呈阶梯状增加，符合客观规律，证明实验流程是正确的。基 金 项 目：
中国民 航 大学大学生创 新 创 业 项目资 助（202010059003）（下转第246页）。
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- 246 -技术应用 科学大众·Popular Science 2021年1月4
城市排水管道CCTV检测技术的应用随着经济和科技的迅速发展，目前已经有很多种先进的技术被引入到了城市排水管道建设当中。比如，CCTV管道检测技术的研发，有效提升了管道检测工作的效率，同时提高了检测结果的质量，为排水管道的维护提供了理论依据。现对城市排水工程管道检测技术的应用进行分析，其中的闭路电视系统监测技术的仪器设备，必须要有非常高的分辨率；可以调整摄像头，实现角度、高度、焦距等的调整，以灵活地躲避管道中的障碍物，确保检测技术的监测质量。在闭路电视系统监测技术的应用中，首先，技术人员要确定图像的版头，规定好城市排水管道的检测日期、地点、名称以及材质等所有的信息。其次，要确保爬行器前进的方向与排水管道水流的方向一致，保证闭路电视系统可以获得清晰的图像资料。最后，在控制摄像镜头的过程中，技术人员需要把蛋形管道摄像镜头的移动轨迹设置于排水管道中央的位置，偏离的角度不能超过10% [4] 。需要注意的是，排水管道的情况一般都比较复杂，有多种有害的气体与物质。工作人员进入管道检测，无法保证其人身安全，已经有多例因为排水管道存在危害引起人身安全事故发生的事例。有效运用先进的排水管道检测技术，可以在工作人员不进入管道的前提下，确保排水管道检测过程中的安全性。5
结语综上所述，城市排水管道检测技术已经经过了很长时间的发展，现在也有很多的排水管道检测技术，各有其优势和缺陷，在未来城市排水管道检测技术发展的过程中，可以有效结合多种检测技术，以获得精准的检测结果，为城市排水管道的建设提供有建设性的理论依据，有效避免因为管道问题带来的不便，更好地为城市居民建设美好的家园。[参考文献][1]周飘.城市排水管道检测技术的应用与发展[J].建筑工程技术与设计，2020（16）：2888.[2]白丁.城市排水管道检测技术的应用及发展[J].建材世界，2019（4）：83-86，95.[3]江春燕.CCTV管道检测技术在城市排水中应用[J].科学技术创新，2020（15）：118-119.[4]曾威.管道CCTV检测技术在城市排水工程中的应用研究[J].资源信息与工程，2018（6）：144-145.5
结语经过大量的实验，本无人机动力系统测试平台满足关于无人机动力系统的测试要求，具有较好的应用前景。通过研究发现，电机效率、桨力效、系统力效均与风速具有一定的联系。[参考文献][1]REED S C.Design of an autopilot for small unmanned aerial vehicles[D].Provo：Brigham Young University，2004.[2]JON N O，BOWMAN W J.Flight testing small，electric powered unmanned aerial vehicles[C].Nashville：Us Air Force T&e Days，2005.[3]AUSTION R.无人机系统：设计、开发与应用[M].陈自力，董海瑞，江涛，译.北京：国防工业出版社，2013.图3
拉力、总（电）功率、系统力效随时间变化曲线（上接第241页）。
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篇五：航空无人机动力系统降噪分析
农业大学学报Journal of Anhui Agricultural University ISSN 1672-352X,CN 34-1162/S
《安徽农业大学学报》网络首发论文
题目：
六旋翼植保无人机飞行框架的结构设计与试验 作者：
任帅阳，高爱民，张勇，韩伟 DOI：
10.13610/j.cnki.1672-352x.20220325.002 收稿日期：
2021-03-06 网络首发日期：
2022-03-28 引用格式：
任帅阳，高爱民，张勇，韩伟．六旋翼植保无人机飞行框架的结构设计与试验[J/OL]．安徽农业大学学报. https://doi.org/10.13610/j.cnki.1672-352x.20220325.002
网络首发：在编辑部工作流程中，稿件从录用到出版要经历录用定稿、排版定稿、整期汇编定稿等阶段。录用定稿指内容已经确定，且通过同行评议、主编终审同意刊用的稿件。排版定稿指录用定稿按照期刊特定版式（包括网络呈现版式）排版后的稿件，可暂不确定出版年、卷、期和页码。整期汇编定稿指出版年、卷、期、页码均已确定的印刷或数字出版的整期汇编稿件。录用定稿网络首发稿件内容必须符合《出版管理条例》和《期刊出版管理规定》的有关规定；学术研究成果具有创新性、科学性和先进性，符合编辑部对刊文的录用要求，不存在学术不端行为及其他侵权行为；稿件内容应基本符合国家有关书刊编辑、出版的技术标准，正确使用和统一规范语言文字、符号、数字、外文字母、法定计量单位及地图标注等。为确保录用定稿网络首发的严肃性，录用定稿一经发布，不得修改论文题目、作者、机构名称和学术内容，只可基于编辑规范进行少量文字的修改。
出版确认：纸质期刊编辑部通过与《中国学术期刊（光盘版）》电子杂志社有限公司签约，在《中国学术期刊（网络版）》出版传播平台上创办与纸质期刊内容一致的网络版，以单篇或整期出版形式，在印刷出版之前刊发论文的录用定稿、排版定稿、整期汇编定稿。因为《中国学术期刊（网络版）》是国家新闻出版广电总局批准的网络连续型出版物（ISSN 2096-4188，CN 11-6037/Z），所以签约期刊的网络版上网络首发论文视为正式出版。
收稿日期:
2021-03-06 基金项目: 国家自然科学基金( 51505088)和甘肃省产业支撑计划（项目编号 2021CYZC-39）共同资助。
作者简介:
任帅阳，硕士研究生。E-mail：2293469710@qq.com * 通信作者: 高爱民，博士，副教授。E-mail：gaoaimin@gsau.edu.cn
安徽农业大学学报, 2022, 49(1) Journal of Anhui Agricultural University
六旋翼植保无人机飞行框架的结构设计与试验
任帅阳1 ，高爱民 1* ，张
勇 2 ，韩
伟 3
(1. 甘肃农业大学机电工程学院，兰州 730070；2. 安阳工学院机械工程学院，安阳 455000；
3. 安阳全丰航空植保科技股份有限公司，安阳 455000)
摘
要：为了达到无人机轻量化的要求，以碳纤维材质为机身主体，设计了一套六旋翼植保无人机的飞行框架。基于 ANSYS 对该框架关键结构部件的刚度和强度进行了静力学分析，根据分析结果，将单层中心固定板改为了双层结构并在机臂之间加入了加强筋。分析表明：优化设计后，无人机中心板形变量降低了 104.36 倍，最大应力降低了 13.15 倍，而质量仅增加了 1.9%。最后通过实际飞行振动试验，基于 LabVIEW 对植保无人机机身 3 个不同位置竖直方向的振动信号进行小波变换降噪处理和时、频域计算评估，振动最大 RMS 值为 1.69 g，小于飞行控制系统振动报警阈值 2.5 g，表明其在稳定性和操控能力上具有良好的表现。
关键词：植保无人机设计；仿真分析；振动测试；降噪处理；LabVIEW 中图分类号：S251
文献标识码：A
文章编号 ：1672−352X (2022)01−0000−00
Structural design and experiment for six-rotor plant protection UAV flight frame
REN Shuaiyang 1 , GAO Aimin 1 , ZHANG Yong 2 , HAN Wei 3
(1. College of Mechanical and Electrical Engineering, Gansu Agricultural University, Gansu 730070;
2. School of Mechanical Engineering, Anyang Institute of Technology, Anyang 455000;
3. Anyang Quanfeng Aviation Plant Protection Technology Co., Ltd., Anyang 455000)
Abstract: In order to meet the requirements of lightweight UAV (unmanned aerial vehicle), this paper used carbon fiber material as the main body of the fuselage, and designed a set of six-rotor plant protection UAV flight frame. Based on ANSYS, the rigidity and strength of the key structural components of the frame were statically ana-lyzed. According to the analysis results, the single-layer central fixed plate was changed to a double-layer structure, and stiffeners were added between the rotor arms. The analysis showed that: after optimizing the design, the UAV center plate shape variable was reduced by 104.36 times, and the maximum stress was reduced by 13.15 times, but the mass was only increased by 1.9%. During the actual flight vibration experiment, based on wavelet domain de-noise and calculation for vibration signal, time and frequency domain on three different location of flight frame were acquired by LabVIEW. The maximum RMS value of vibration was 1.69 g, which was less than the vibration alarm threshold of flight control system 2.5 g, indicating that it has a good performance in stability and control ability. Key words: design of plant protection UAV; simulation analysis; vibration experiment; noise reduction treatment; LabVIEW
在全球人口老龄化与加速城镇化的时代背景下，劳动力的短缺逐渐成为阻碍农业发展的重要问题，农业机械化生产必然成为未来的发展趋势。目前世界上大多数农田作业从播种到收获都采用了机械化生产 [1] 。在植保阶段，为了防止病虫害对农作物的影响，通常会采用化学防治法，合理喷洒化学农药是目前最有效的防治手段之一 [2] 。采用手动和背负式喷洒器械，效率低下且无法精准控制施药量；采用地面机械设备喷洒农药又容易对农作物造成损伤，影响作物产量 [3] ；而采用植保无人机则施药速度快，喷洒效率高，并且对农作物没有损伤，是未来植保的主要发展趋势 [4-6] 。
DOI：10.13610/j.cnki.1672-352x.20220325.002
网络首发时间：2022-03-28 09:30:17网络首发地址：https://kns.cnki.net/kcms/detail/34.1162.S.20220325.1052.004.html
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安 徽 农 业 大 学 学 报 2022 年
植保无人机按照旋翼数量可分为单旋翼和多旋翼，按照动力方式可分为燃油驱动和电力驱动 [7] 。与单旋翼无人机相比，多旋翼无人机更容易完成垂直起降、悬停以及超低空飞行，灵活度更高 [8] 。与电力驱动相比，燃油驱动虽然续航时间长，但其飞行控制系统存在机械结构复杂、生产成本高、操作难度大及后期维护困难等问题。当前，采用电力驱动的多旋翼植保无人机，具有结构简单、容易控制、成本低等特点 [9] 。
电动多旋翼植保无人机也具有一些缺点，受限于无人机的重量，其难以携带较大的电池为其提供充足的能源，采用锂电池供电的多旋翼植保无人机其续航时间一般在 30 min 以内 [10-11] 。多旋翼植保无人机的单个无刷电机升力较小，抗风能力差，面对丘陵、山坡、不规则水田等复杂地形时无法及时避障等 [12-13] 。由于无人机的升力是由多个旋翼共同提供，如果无人机的重心不在无人机中部，则很容易造成多个旋翼所受载荷不均，从而导致无人机无法飞行或者难以控制。此外，植保无人机需要携带大容量药箱，无人机飞行过程中，药液受惯性影响会在药箱内来回震荡，不仅会影响无人机的动态响应能力，还有可能增加坠机风险。
为了解决以上问题，在上述文献已经报道成果的基础上，本文基于 SolidWorks 对六旋翼植保无人机飞行框架进行了参数化建模，并应用 ANSYS 对关键结构部件进行静力学分析，完成了其刚度强度校核与优化设计。根据优化结果，进行了无人机实体制造。在实际飞行振动试验中，以 CoCo-80X 手持式动态信号分析仪和 PCB 压电式振动加速度传感器为硬件基础，采集得到了该植保无人机机身 3个部位竖直方向的振动信号，基于 LabVIEW 软件平台对该三通道振动信号进行时域、频域的处理与计算，从而完成了对该无人机飞行框架结构的评价，以期为后续植保无人机的发展提供参考。
1
六旋翼植保无人机飞行原理与结构设计 1.1
飞行原理 六旋翼植保无人机通过改变 6 个电机的转速来实现其升降、滚转、俯仰、偏航等运动。其中，编号 M1、M3 和 M5 的螺旋桨俯视时逆时针旋转，该桨称为正桨；编号为 M2、M4 和 M6 的螺旋桨则为反桨。正桨和反桨交替对称分布平衡了无人机螺旋桨旋转所产生的扭矩。
六旋翼无人机上升运动时，假设外界扰动为零，只需要 6 个螺旋桨同步增大油门输出，使 6 个螺旋桨的提升力之和（F = F1 + F2 + F3 + F4 + F5 + F6）大于无人机总重力 G。同理，无人机悬停和下降时，需要螺旋桨的总升力 F 等于和小于总重力 G。
图 1
六旋翼无人机运动分析图 Figure 1
Motion analysis diagram of six-rotor UAV
当六旋翼无人机需要俯仰动作时，M1、M6 号电机减速，M3、M4 号电机加速，无人机产生后仰，机身出现一定的倾角，该合力的水平分量，使无人机向前运动。当 M1、M6 号电机加速，M3、M4 号电机减速，无人机会产生前仰，使得无人机向后运动。同理，当需要滚转时，则分别调整 M1、M2、M3 号电机和 M4、M5、M6 号电机的转速。
偏航运动则是依靠螺旋桨正、反旋转所产生的反扭力矩。当无人机右偏航时，M1、M3、M5 号电机提速，对无人机的扭矩增加，M2、M4、M6 号电机降速，相反方向的扭矩降低，前者扭矩大于后者，使得无人机向右偏航。同理，当无人机左偏航时，M1、M3、M5 号电机降速，M2、M4 和 M6 号电机增速。
1.2
飞行框架结构设计 基于 SolidWorks 软件，采用自顶向下的设计模式，即先确立药液箱、电池和起落支撑架与飞行框架之间的安装关系，再对各零部件进行实时设计调整以确保无人机整体结构的协调 [14] 。最终设计结果（图 2（a））显示，该六旋翼植保无人机由螺旋桨、无刷电机、机臂、中心固定板、电池、药液箱和起落支撑架等部件组成。药液箱和电池占据无人机飞行框架中心，药液箱设计成中间凹陷的结构，为电池留出了安装位置，同时药液箱与起落支撑架相互仿形、互补融合，使飞行框架整体结构更为紧凑。如图 2（b）所示，无人机的设计尺寸为 1 976 mm × 1 585 mm × 470 mm，六旋翼呈 60° 均匀分布。无人机飞行框架主要采用 T700 碳纤维和 6061-T6 铝合金材料，尽可能保证飞行框架的结构强度，同时又尽可能减轻其重量。最终，由 SolidWorks 软件计算出该六旋翼植保无人机含电池重量约为 23 kg，药液箱设计容量为 16 L。
49 卷 1 期 任帅阳等: 六旋翼植保无人机飞行框架的结构设计与试验 3
图 2
无人机飞行框架整体结构(a)和尺寸(b) Figure 2
Overall structure of UAV flight frame(a) and the dimensions (b)
无人机起飞、降落、悬停等在空中的一系列运动，都与无人机的动力系统息息相关。电机和螺旋桨是动力系统的关键部件，其技术参数也决定了无人机的性能。载满药液时，无人机总重约为 39 kg，要满足无人机正常起降，无人机飞行框架单臂所提供的升力要大于 6.5 kg。我们对现有植保无人机电机和螺旋桨进行筛选，最终选择出了植保无人机专用电机 XRotor PRO X8 和螺旋桨 XRotor 3090 Blades，该套动力系统在油门 100%时最大可提供16.183 kg 的提升力，单臂动力富裕系数为 2.49，满足了无人机快速升降以及姿态控制时的加速需求。
2
六旋翼植保无人机关键部件设计与优化 2.1
关键部件设计 六旋翼植保无人机在飞行过程中，螺旋桨是产生升力的唯一来源，起落架承受了药液箱的重力，这两个力共同作用在植保无人机中心固定板上，但升力的作用点距离无人机的重心过远，这样会导致中心固定板和机臂总变形过大，最大的应力有可能发生在机臂、铝合金固定块、中心固定板三者连接的部位，这些部位有可能发生结构方面的损坏 [14] 。因此，机臂与中心固定板的连接方式和中心固定板的结构是六旋翼植保无人机的关键设计部件。
如图 3（a）所示，无人机的机臂安装在固定块上，通过螺栓和锁紧环固定。起落支架安装在中心固定板的底部，具体结构如图 3（b）所示。机身框架所用到的材质属性如表 1 所示。
2.2
仿真模型建立与优化 由于机臂较长且与机架端固定长度较短，中心固定板承受较大力矩，可能导致无人机中心板产生较大变形甚至断裂失效，此时属于静力学分析范畴，因此笔者对无人机的框架结构进行了静力学分析，并进行了结构优化。考虑到结构的复杂性，进行有限元分析时对结构进行了简化。由于本次主要考虑中心板的应力应变情况，所以将机臂与铝合金固定块之间的连接进行了简化，简化后的模型如图 4 所示。本文选用的螺旋桨动力系统最大可提供 158.59
N 的拉力（重力加速度按 9.8 m·s -2 计算），即植保无人机单翼所承受的极限载荷是 158.59 N。为了测试极限状态下无人机框架的整体静态特性，在无人机中心施加一个固定支撑，在无人机的 6 个机臂上分别施加 1 个 158.59 N 的竖直向上的提升力，模拟无人机在极限动...
篇六：航空无人机动力系统降噪分析
０ ・尖兵之翼一２０ ０ ６中国无人机大会论文集未来无人机关键技术吴琰张畏（ 炮兵学院， 安徽合肥２３０ ０ ３１）摘要：从未来无人机的军事任务及其性能需求入手， 结合技术发展趋势和发展可行性， 对未来无人机发展需要的一些关键技术进行了分析研究， 这些关键技术对提高未来无人机的战术性能具有重要作用。关键词：
无人机； 高分辨率传感器； 知识系统； 智能材料１引言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（ Ｕ ｎ ｍ ａ ｎ ｎ ｅｄＡ ｅ ｒ ｉａ ｌＶ ｅｈ ｉｃｌｅ缩写Ｕ Ａ Ｖ ）， 先后经历了无人靶机、 预编程序控制无人侦察机、 指令遥控无人侦察机和复合控制多用途无人机等发展阶段， 目前正在向无人作战飞机系统方向发展。
近年来， 无人机的研制和发展在许多国家受到极为广泛的重视， 为进一步促进和推动无人机的研制和发展进程， 本文根据军事需求以及技术发展趋势和可行性等因素， 讨论了未来无人机需要的一些关键技术。２军事任务及性能需求在未来的信息化战争中， 无人机将执行下列作战任务：２． １战场侦察监视、 气象监测向可疑区域或敌布防区域发射中远程无人机执行侦察任务， 先敌发现目标， 并确定敌方武器装备的种类、 数量和部署情况； 侦察敌方电子设备性能与参数， 监视其动向， 为己方火力打击作好充分准备。
要求无人机具有较高的生存能力和隐身能力， 具备全天候、 全天时实时侦察能力， 具有强抗干扰的超视距远程测控与信息传输能力等。２． ２空中预警和协调指挥担当空中预警和空地协调指挥任务， 弥补有人预警机、 预警卫星的不足。
在空地协同作战中，代替地面前沿指挥官实时指挥空中、 地面作战或救难任务等。
要求无人机具备很强的信号处理能力。２． ３纵深监视、 校正弹道、 战斗效果评估及无线电中继纵深监视是实施空地一体化作战的基础， 也是实现纵深打击的先决条件。
实施空中打击时， 无人机可测定弹着点， 校正射击， 检查目标毁伤程度， 进行战斗效果评估。
无线电中继则是利用无人机内的设备进行转发通讯、 情报、 导弹控制指令等信号， 以适应信息化战争中作战距离增大而提出的对信息传递、 指挥控制、 导弹攻击的更高要求。
要求无人机具备很强的目标探测能力。
尖兵之翼一２０ ０ ６中国无人机大会论文集２． ４ 实施信息对抗对重要目标实施空袭可使用无人机机载有源干扰机干扰敌方雷达与无线电设备， 实施雷达有源干扰； 也可用无人机投放干扰丝、 箔条、 角反射器、 龙伯透镜等对敌方进行雷达无源干扰， 达到压制、 欺骗敌方雷达等系统的目的。
要求无人机具有较高的生存能力和强抗干扰的通信链路。２． ５担负攻击作战任务日益成熟的无人机以其较高的自主性、 机动性、 长航性将使未来空战局面为之一新。
无人机不仅可携带各种侦察设备， 还能够携带炸弹、 导弹等攻击武器， 直接完成有人战斗机所担负的高风险作战任务（ 如空中格斗、 对地攻击等）要求无入作战飞机具有优异的隐身性能， 精确目标探测定位能力， 实时、 高动态、 高速率、 高可靠性、 强抗干扰能力的数据链网， 基于网络和情景遥显的实时智能控制能力等。未来无人机必须具备的能力可能受以下关键技术发展情况的影响：
全频谱高分辨率传感器技术、基于知识系统的技术、 智能材料技术等。３一些关键技术ｕ＝ 人肥】
Ｘ ， ｌ、３． １全频谱高分辨率传感器技术未来无人机系统必须具备很强的目标探测能力， 这就对无人机的传感器在分辨率、 精度、 覆盖范围和实时性等方面提出了更高的要求。
近年来， 各国在传感技术上开发了许多新项目， 并尝试在无人机上利用。（ １）多光谱／超光谱成像（ Ｍ Ｓ Ｉ／Ｈ Ｓ Ｉ）技术。多光谱（ 几十波段）和超光谱（ 几百个波段）成像是利用全色传感器对目标进行原图像提取， 使能从图像中获取更准确的信息。
多光谱成像技术， 分辨率达到几米或数十米。
超光谱成像技术将在军事上用于探测和识别生化战剂微粒， 对气溶胶云的被动超光谱成像可以对非传统攻击提前告警。
超光谱成像技术还可以用来有效地对付敌人的普通伪装、 隐蔽和拒止（ Ｃ Ｃ Ｄ ）战术。（ ２）先进的合成孔径雷达技术。
合成孔径雷达技术在不断改进。
目前的合成孔径雷达系统可以进行有限相干变化探测， 反映图像之间地形的细微变化。
用高级算法处理数据， 使用相位数据可以改善分辨率， 不需要对合成孔径雷达发射机或天线进行升级。
各种先进的合成孔径雷达技术需要访问全部的视频相位历史数据流。
考虑将此技术应用于无人机， 那么无人机就必须采用宽带实时数据链路（ 可以在地面对信号处理）， 或需要有很强的机上处理能力。
由于无人机尺寸和重量限制了地面处理能力， 难以实现高速率（ 约２７ ４ Ｍ ｂ ｐ ｓ）传输数据的能力， 影响实时数据的获得。
不过， 可以考虑在机上安装大容量存储器， 完成任务后再应用高级数据处理程序（ 需要全部相位历史信息）处理某些数据。（ ３）光探测和测距（ Ｌ ＩＤ Ａ 鼬技术。
Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 是穿过树冠层成像的一种方法。
飞行器飞行时， 飞行器上的Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 成像传感器对指定的感兴趣区域从纵向拍摄几幅图像， 传感器便可随时“合成” 一幅图像。
现阶段的探测速率远低于典型合成孔径雷达或光电系统。（ ４ ）Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 成像技术。
Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 也可能用于透过障碍物成像。
在有轻微或中等云层、 灰尘和雾
・９ ２・尖兵之翼～２０ ０ ６中国无人机大会论文集时， 用精确短激光脉冲， 并只捕获返回的第一批光子， 就可生成Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 图像。
通过中等或更大的障碍物（ 云层厚度超过６ ｌｍ ）成像时， 输出激光脉冲衰减到原来的１／１０ ０ ０ ０ 。
Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 可以透过云和树叶瞬时成像， 这时衰减更严重（ 探测速率更低）。
在现阶段， 只可以满足特定的侦察任务要求。（ ５）Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 气溶胶照明技术。
用主动Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ 照明目标区域， 可以协助探测和识别生化战剂。用激光激励微粒或气云， 可以简化特定物质的“指纹” 识别方法。
与超光谱成像仪一同使用， Ｌ ＩＤ Ａ Ｒ可以进行更快更精确的识别。未来无人机系统应在单平台上集成主动和被动传感器。
被动传感器在大气条件允许的情况下使用， 这类传感器可以获取目标数据信息而不会被敌方探测到。
如果大气条件使被动传感器无效， 则可以使用主动传感器。３． ２基于知识系统的技术未来的无人机系统必须具有智能， 可以接受人类语音命令， 可以通过模拟人类决策过程来“思考” 并采取行动。
专家系统允许无人机根据任务执行情况做出现场决定， 或者运用推理的方法来执行其他的任务。
不仅无人机系统具有智能， 而且各种传感器也能通过数据融合和图像理解技术来确定可能的潜在目标。
最终飞机和传感器都能够基于已知的知识进行学习， 并在遇到新的情况时应用这些自我生成的经验。基于知识系统的技术还可以降低未来无人机系统的寿命周期费用， 当在系统采购、 设计和制造中运用基于知识系统的技术时将减少费用５０ ％， 维修费用（ 主要是人力）也将减少一半。
通过提高任务管理和目标获取效能， 基于知识系统的技术在不减小系统性能的情况下（ 与现有系统相当），能有效地减少未来无人机系统的数量。由于采用更先进的训练和维修方法， 基于知识系统的另一个好处是可以获得较好的武装力量准备。
无人机采购辅助系统也将减少采购费用， 可以更快地获取先进的硬件和软件。
嵌入软件智能辅助系统将缩短研制周期、 提高维修性以及降低费用。
下面列出了未来无人机可能应用的一些技术， 并根据它们在未来２５年中相对的发展风险进行分组， 具体情况如下。（ １）低风险：——基于知识系统的无人机维修技术；——无人机采购／设计／制造智能辅助技术；——更智能化的计算机辅助训练系统；——更灵巧的机内测试技术。（ ２）中度风险：——战术或后勤任务规划；——自主目标获取；——智能数据融合；——鲁棒性自转换、 抗干扰传感器和数据链；——现实的未来无人机飞行器——任务模拟。（ ３）高风险：
尖兵之翼一２０ ０ ６中国无人机大会论文集——完全自主的、 实时的任务执行， 包括飞行中重规划；——嵌入式软件发展和支持智能辅助系统。３． ３智能材料技术智能材料是具备感知、 驱动和控制三种功能的新型材料， 一般由两种或两种以上的材料复合构成一个智能材料系统。
智能材料在无人机应用中具有很大潜力， 它的研究、 开发和利用， 对未来无人机的发展将产生重大影响。
主要应用在以下几个方面。（ １）智能蒙皮在传统的设计概念中， 飞机蒙皮是一种满足气动外形、 强度和刚度要求的构造结构， 当需要在飞行器上安装天线和传感器时， 就在飞机蒙皮上凿孔， 这种安装方法会带来不必要的结构、 气动力、温度和费用损失问题。
负载和飞机机体低水平集成的结果是机体更大、 空中待命时间更短（ 由于更大的阻力导致飞行效率降低）、 生存力降低。智能蒙皮技术是指， 在飞机设计和制造期间就将天线、 传感器、 发射机、 接收机、 信号和信息处理机、 射频电缆、 电力电缆、 电控制电缆和温控设备嵌入飞机蒙皮内。
此时， 某些结构表面对各种射频信号来说应该是透明的， 或者具有可控属性以方便信号发射和接收。
各种有源和无源传感器不一定只给单一的通信、 电子战、 雷达、 敌我识别或导航系统提供信号。
天线和传感器分布可能覆盖了７ ５％的飞机蒙皮， 可以提供从几兆赫到光频范围（ 光波覆盖的频谱范围， 包括红外、 可见光、紫外等， 通常可达到吉赫， 太赫）的孔径。（ ２）结构监测和寿命预测智能结构可用于实时测量结构内部的应变、 温度、 裂纹， 探测疲劳和受损伤情况， 从而能够对结构进行监测和寿命预测。
例如， 采用光纤传感器阵列和聚偏氟乙烯传感器的智能结构可对机翼、机架进行全寿命期实时监测、 损伤评估和寿命预测。
正在研究的白诊断智能结构技术有：
光纤传感器自诊断技术， 可以测量裂纹的“声音” 传感器自诊断技术， 及其它可监测复合材料层裂的传感器自诊断技术等。（ ３）减振降噪智能结构用于无人机系统可以消除系统的有害振动， 减轻对电子系统的干扰， 提高系统的可靠性。
国外正在研究的具有减振降噪功能的智能结构， 主要由压电陶瓷、 形状记忆合金和电致伸缩等新材料制成。（ ４ ）环境自适应结构智能结构的处理和逻辑推理功能允许控制器快速地将资源分配到各种有源和无源辐射系统。
一旦发生战斗损伤， 处理器还能根据逻辑推理和优先级重新分配剩余的资源。
智能结构制成的自适应机翼， 能够实时感知外界环境的变化， 并可以驱动机翼弯曲、 扭转， 从而改变翼型和攻角， 以获得最佳气动特性， 降低机翼阻力系数， 延长机翼的疲劳寿命。
如当飞机在飞行过程中遇到涡流或猛烈的逆风时， 机翼中的智能材料就能够迅速变形， 并带动机翼改变形状， 从而消除涡流或逆风的影响，使飞机仍能平衡地飞行。
如果不同的操纵面被破坏， 控制处理器能够识别破坏区域并决定如何用剩下的操纵面和矢量发动机来控制飞机。
环境自适应结构还进一步完善了故障容限技术， 而且提高了系统的任务可靠性和保障性。
尖兵之翼一２０ ０ ６中国无人机大会论文集智能材料技术可以应用于未来所有的无人飞机。
它要求从一开始就将传感器、 天线和数据总线与飞机结构进行一体化设计。
未来的无人机系统将广泛应用智能材料技术， 主要包括：——单片电捷变（ 频率、 极化、 编码等）雷达；——３６００扫描范围的共形天线阵；——集成的宽带Ｇ Ｐ Ｓ ， ＪＴ ＩＤ Ｓ 和敌我识另Ｊ（ ｒＦ Ｆ ）天线；——与机体结构／蒙皮集成的光纤传感器和数据总线；——能改变形状或升力／阻力的无传动装置翼面；——故障容限控制系统。４ 结论目前， 无人机已成为倍受关注的重要技术研究方向。
这种关注一方面来自应用需求的拉动； 另一方面， 也来源于这项技术的挑战性。
虽然各有关政府或机构都将其视为战略性技术而投入巨大的资源开展研究， 但就目前的现状而言， 其性能与人类的期望本身仍然存在相当的差距。
随着本文讨论的全频谱高分辨率传感器技术、 基于知识系统的技术、 智能材料技术等关键技术的突破和发展，无人机的性能会越来越先进， 也将在未来信息化战场上发挥更大的作用。参考文献：［ １】王阳元． 微电子技术与现代军事［ Ｊ】
． 现代军事， ２００１， （ ８）：
１５－ １８．【２】王淑芬． 无人机发展的情报研究【Ｊ】
． 飞航导弹， １９９８， （ １０）：
１－ ５．【３】Ｒ ｏ ｂ ｅ ａＣＭ ｉｃｈ ｅｌｓｏ ｎ ． Ｅ ｎ ａ ｂ ｌｉｎ ｇｔｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌｏ ｇ ｙｆ ｏ ｒＵ Ａ Ｖ ｓ［ Ａ ］． Ｔ ｈ ｅｆ ｌｉｇ ｈ ｔｖ ｅ ｈ ｉｃｌｅｉｎ ｔｅｇ ｒ ａ ｔｉｏ ｎ ｐ ａ ｎ ｅ ｌ ｓｐ ｅｃｉａ ｌｉｓｔｓｍ ｅ ｅ ｔｉｎ ｇ ｓｈ ｅ ｌｄｉｎＡ ｎ ｋ ａ ｒ ａ ， Ｔ ｕ ｒ ｋ ｅｙ ［ Ｃ ］． Ａ ｎ ｋ ａ ｒ ａ ， １９ ９ ５． １１ｌ一１１８．［ ４】梁春广． 跨世纪的中国军用微电子技术［ Ａ 】
． 电子工业出版社：
８４ － ９ ０．作者简介：吴琰（ １９ ８ ０ ． ２． ）， 男， 炮兵学院军事情报学张畏（ １９ ８ ２． ８ ． ）， 男， 炮兵学院军事情报学
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