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国内无人直升机研究情况简介


国内无人直升机研究情况简介
1、“海鸥”无人驾驶直升机
1993 年 9 月 29 日,中国第一架共轴式双旋翼无人驾驶直升机“海鸥”号首飞成功,标 志着我国已经攻破了相应的一系列技术难关。据报道,“海鸥”总重量 300 公斤,发动机功 率 58.8 千瓦。机上有飞控导航系统和遥测系统,可以自主飞行或遥控飞行。这种直升机也 可用于军事,在战场侦察、探测等方面发挥

特殊作用。

2、中航工业直升机所自主研制 U8 无人直升机
主要技术指标: 最大起飞重量 230kg 任务载荷 40kg 续航时间 4h 控制半径 100km 最大平飞速度 150km/h 巡航速度 120km/h 使用升限 3000m 主要用途:在民用领域应用广泛,可用于反恐防暴、缉私缉毒、海事侦察、搜索救援、警务 执法、交通疏导、空中指挥、农业作业、大气监测、森林防火、电力传输线路监测等领域。

U8 无人直升机

3、“V750”无人直升机
V750 无人直升机由潍坊天翔航空工业有限公司、 青岛海利直升机制造有限公司与中航技 进出口有限责任公司、 中航工业西安飞行自动控制研究所、 中国电子科技集团第十研究所联 合研制。 主要技术指标: 尺寸 长 8.53 米、宽 2.08 米、高 2.11 米 空重 757 公斤 最大载荷 80 公斤 最大时速 161 公里 巡航时速 145 公里 使用升限 3000 米 巡航时间 4 小时

抗风能力 5 级 常用燃料 航油 主要用途:V750 无人直升机是一种多用途无人直升机,可从简易机场、野外场地、舰船甲 板起飞降落, 携带多种任务设备。 直升机可针对特定地面及海域的固定和活动目标实施全天 时的航拍、侦察、监视和地面毁伤效果评估等。直升机可完成森林防火监察、电力系统高压 巡线、海岸船舶监控、海上及山地搜救等任务。 缺陷:V750 身躯笨重,体现了改装有人直升机的弊端,很多不需要的重量无法消除。另外, 该机使用的是美国飞机平台和发动机,不能完全国产。

V750 无人直升机

4、南京航空航天大学研制的“翔鸟”无人直升机
这一直升机可实现自动控制和超远距飞行, 时速可达 150-180 公里, 续航时间为 4 小时。

“翔鸟”无人驾驶直升机

5、南京航空航天大学研制的“御精灵”微型无人直升机
主要特点:一是轻灵小巧,机身长、宽都为 50 厘米,高 26 厘米,重量仅 650 克,可以调姿 侧身平飞, 最高时速为 100 公里, 适用于室内等狭小空间; 二是无人驾驶, 可在烟尘、 毒气、

缺氧等环境下飞行;三是易于操控,使用者在简单培训后能够较快掌握操作方法;四是电能 驱动,不携带燃油,加之塑料材质的螺旋桨桨叶不易伤人,因而适用于人口密集的城区。

“御精灵”无人直升机

6、博翔—3 型无人直升机
“博翔-3”属于小型无人直升机,它对恶劣天气的适应性特别强,因为借助卫星导航,所 以不论白天、夜间,还是大雾天气,都不影响飞行,它比普通直升机更能接近地面,最低能 悬停在距离地面 10 米处。 “博翔-3”用的是汽车用的普通 93 号汽油, 这样能更好的适应灾 区环境,方便救援使用。

7、“翠鸟”无人直升机
主要技术指标: 最大速度 小于 12 m/s 直升机净重 6.35(Kg) 包括主旋翼,不含外壳 最大高度 小于 3000 米 起飞重量 35(Kg) 包括标准燃料和控制单元 有效载荷 3(Kg) 最大留空时间 大于 2(H) 主要特点及应用: “翠鸟”无人直升机留空时间可达 2-3 小时,最大作业半径为 30 公里,利用 GPS/INS 惯性组合导航和数字地图的匹配, 可以精确地自动飞行至预定的目标点。 通过地面站的飞行 路径管理系统设置各个航迹点,途中可以随时修改飞行路线和任务、高度、速度等参数。飞 机的操控模式可在遥控、手动指令、计算机指令、航路设定多种功能下自由切换。在拍摄突 发事件时,在事先没有地形资料的环境下,可以通过视频回传系统,用“第一人称”来控制飞 机的飞行和空中视频拍摄; 当飞机链路与地面站失去信号时飞机可以实现自动返行保护; 飞

机的起飞降落可选择全自动或半自动方式, 也可在地面站通过摇杆操作控制飞机的飞行, 因 此可以极大地降低了对飞机操控人员的风险和技术要求。

无锡汉和公司的“翠鸟”无人直升机

8、LE110 无人直升机
LE110 无人驾驶直升机是由南京航空航天大学和上海雏鹰科技有限公司共同研制的。 LE110 无人直升机采用嵌入式小型计算机、捷联式惯导装置、小型电动伺服舵机等技术,成 功地研制出了一套使旋翼稳定的四通道自动飞控系统。 直升机起飞重量 320 公斤, 最大平飞 速度每小时 172 公里,续航时间 1.75 小时,最大遥控半径为 50 公里。LE110 无人驾驶直升 机操纵性能良好,飞行姿态保持稳定,改装设计和飞行控制系统设计合理,试飞程序合理, 安全措施合理可行,首次试飞获得成功。

LE110 无人直升机

9、“WD100”无人驾驶直升机
“WD100 型”无人驾驶直升机是由河南省鹤壁鹤翔航空技术有限公司研发的。WD100 型无人驾驶直升机重 240 公斤,高 2.4 米,长 5.8 米。这种直升机性能优良,可全自主起降、 飞行,能携带相应的任务设备,用于侦察、监视、战况估计、通讯中继、电子干扰、空中预

警、射训评估、森林防火、海事搜寻、资源勘探、大地测绘等工作,用途极广。

“WD100”无人驾驶直升机

10、总参谋部第六十研究所的 Z3-无人直升机
Z-3 型无人直升机是一种性能卓越的空中平台,它集遥控、遥测、 GPS 导航、传感、自动 控制等多项软、硬件技术于一体,使用操作方便、性能安全可靠。该型无人机在配备不同的 任务设备时,可分别作为监控侦察机、无线中继机、电子干扰机等。 主要技术参数: 最大起飞重量 120Kg 任务载荷能力 25kg 机长 3600mm 机高 1110mm 机宽 725mm 主悬翼直径 3400mm 尾悬翼直径 580mm 发动机 25kw 飞行高度 3200m 续航时间 3.8H 控制半径 110km

Z3-无人直升机

11、FH 系列无人直升机
该机采用了独创专利技术: 共轴式直升机机械增稳系统。 通过在上旋翼设置伺服小翼和稳定 杆显著增加了该机的飞行稳定性和操纵性。 它采用了独特的金属盒形机身结构, 使机身既是 承力结构又是油箱和机载设备舱,最大限度的利用了机身的空间尺寸,方便设备安装。 主要技术指标: 空机重量 45 公斤 任务载重 20 公斤 最大起飞重量 75 公斤 海平面最大平飞速度 100 公里/小时 海平面巡航速度 60~70 公里/小时 风力(飞行时) 60 公里/小时 风力(起降时) 36 公里/小时(无阵风) 实用升限 2500 米 最大续航时间 1.5 小时 最大航程 90 公里 主要用途: 该机可在较小的陆地和甲板上起飞和降落, 陆地和海上运载方便, 可广泛应用于图像传 输、对地观测、电子对抗、数据通讯、海上作战、中继转发、空中监测、 电力巡线、高压 架线、航空摄影等领域。

FH-1 无人直升机

无人直升机飞行控制系统设计报告(2008-10-06 01:12:28)转载▼标签: 杂谈 分类: 飞行器 无人直升机飞行控制系统设计报告 摘要: 本文介绍了用于无人直升机控制的飞行控制系统结构和分部分的主要性能,详细阐

述了系统设计方案以及设计思想。 一 整体系统描述 整个系统可以分为机载部分和地面部分, 机载部分负责维持飞机的稳定飞行并提供图像 信息给地面部分, 地面部分根据飞机的状态以及得到的图像信息作出下一步飞行的目标规划 并发送给机载部分,同时为了确保安全,防止自主飞行机构失控,添加了可由操作手控制的 控制器。地面部分与机载部分之间有两条数据链路——负责传送图像和传送飞行状态和指 令。 图像传送的数据链路通过购买成品解决, 另外负责传送飞行状态和指令的部分也已经有 方案可以解决 (目前正在开发的部分虽然包括扩频通信, 但是由于技术原因不能确保在比赛 中的可用性,所以这部分只是作为研究性的项目) 。地面部分可以分为地面站和图像处理平 台, 前者与机载飞行控制器通讯以发送控制命令并获得飞机状态信息, 后者获取机载摄像头 的图像并做处理以搜寻比赛目标。机载部分将在后一部分详述。 二 飞机内部系统描述 为了完成自主飞行任务, 飞机需要相关功能部件完成对飞机状态信息的采集、 对执行部 分的控制以及对地面站命令的响应等功能。 在无人机上, 替代飞行员或操作手完成飞行任务 的自主机构包括图像设备、飞控模块、高度测量、舵机控制、数据链路以及航姿仪等,如下 图所示: 图像设备 飞控模块 高度测量 舵机控制 数据链路 航姿仪

各个模块之间相对独立,均可单独完成一定的功能,模块之间的相互连接采用总线实现, 硬件上采用 PC104 标准,便于安装和系统集成。虽然采用的总线是较可靠的通讯标准,但 是在直升机实际飞行的环境中存在震动、电磁等干扰因素,可能影响到数据传输的可靠性, 为了保证正确的数据传输,采用了两套互为备份的总线系统——422 总线和 CAN 总线。422 总线为现有 UAV 系统采用的标准,具有技术较成熟的优势;CAN 总线对于数据包的传送更 为方便, 克服了 422 只能采用主从模式以及工作在轮询模式的缺点, 并且具有更高的数据传 输速度,是一种较新的标准,使用 CAN 总线也是对系统方案升级的尝试。

惯性导航系统与 GPS 为了实现对直升机姿态的控制, 需要有飞机各个方向的速度位置信息等, 惯性导航系统 的算法通过对惯性测量单元(IMU)提供的加速度和角加速度的积分,得到机体的位置、速度 和姿态信息(PVA)。从硬件上来说,该模块是实现了对各个加速度和角加速度传感器的信息 采集, 但是仅仅通过以上简单的惯导算法本身很难得到有用的信息, 惯性传感器的漂移和定 步长积分的累计误差会使计算结果很快偏离实际值。 导航系统必须考虑这些误差因素并对得 到的 PVA 结果作出修正。

惯性导航系统可分为平台惯导系统和捷联惯导系统, 平台惯导系统是通过一个机械平台把惯 性敏感元件与机体的角运动隔离开、 使之跟踪某个给定的坐标系, 从而给出相对于给定坐标 系的运动信息, 而捷联惯导系统是将惯性敏感元件直接固定在飞行器机体上, 通过计算机采 集惯性元件的输出并解算出飞行器相对于给定坐标系的运动信息。 捷联惯导系统相对于平台 系统来说,通过计算机程序实现了平台的作用,简化了硬件复杂性,提高了系统的可靠性和 可维护性,更容易实现。

惯性导航模块的设计目标是实现一个独立的数字捷联惯导系统: 采集惯性敏感元件的输出信 号并进行解算, 给出飞行器相对与给定坐标系的运动信息, 通过总线实时地发送给飞行控制 计算机。

系统最初的设计方案中包括如下部分:角速度传感器,加速度传感器,磁性传感器,实现信 号采集和运算的 DSP。由于时间紧迫,惯性导航模块仅实现对陀螺和加速度计的数据采集, 通过总线实时的发送给飞控计算机,下一步的运算工作由飞控计算机进行。 惯性导航模块的硬件主要包括两个双轴陀螺、 两个双轴加速度计 (组成六自由度的惯性敏感 元件)和一个面向控制的 DSP。 陀螺:Gyratoin 公司 MicroGyro100,测量范围±150 度/秒,解析度 0.15 度/秒,模拟输出。 加速度计:AD 公司 ADXL202,测量范围±2g,分辨率 2mg,PWM 数字输出。 DSP:TI 公司面向控制的 TMS320F2812,它具有 150M 的主频,内部集成了齐全的外设, 包括:增强型 CAN 模块,增强型串口通信控制模块,12 位高速 A/D 转模块,串行设备模 块,多路缓冲串口模块(McBSP)和能够产生和读取 PWM 波的事件管理器。

视觉处理 视觉是无人机的一个重要部分,无人机的一个重要应用:无人侦察,就是以计算机视觉为基 础。 视觉程序的目的是: 从直升机上面的摄像头拍到的图片中检测出固定的几类图标的位置。 整个检测过程分为两个阶段,第一个阶段从图片中检测出图标所在矩形的位置,并放缩为 32*32 大小的标准矩形;第二个阶段对这个标准矩形进行判断,决定它是哪类图标。 三个标准图标如下:

第一阶段获取矩形位置的流程是(结合一个例子具体介绍) : 原始图片如下:

首先从摄像头传回的视频中得到一帧图片, 将其转换为灰度图; 然后对其进行均值滤波平滑 处理,消除掉图片上的一些杂质;接下来进行 sobel 边缘检测,将矩形从图像中分离出来, 在边缘检测的同时也进行了阈值化的过程。 边缘检测后结果如下:

为了让矩形边缘闭合,进行一步开运算操作(矩形边缘是黑色) ;然后进行前景提取,通过 点连通的方式来把图片分为一块一块的连通区域, 每块区域都存储为一个数据结构, 认为其 中最大的一块区域为背景,将其置为黑色,其他的部分全部置为白色;下一步是边缘提取, 这步和前面的 sobel 边缘检测不同的地方在于, sobel 边缘检测将矩形分割出来, 但是程序仍 旧不知道矩形在哪里, 而边缘提取之后可以得到矩形的确切位置, 做法还是利用连通性得到 一个区域的外边缘点,因为区域的点前面已经存储,这一步很好进行。 获取边缘后结果如下:

得到区域边缘后还需要判断这是不是矩形或者平行四边形, 这一步的做法是: 首先得到一个 区域的中心, 然后判断离这个中心最远的点作为矩形的第一个角点, 计算离第一个角点最远 的点为第二个角点(即首先检测一条对角线) ,距离第一、第二个角点连线最远的点为第三 个角点,距离前三个角点构成的三角形区域的最远点为第四个角点;检测出四个角点后,判 断矩形方法是判断两条对角线的交点(矩形中心)附近是否有点存在,因为图像已经是完全 的边缘图像,一个区域的内部已经没有点存在,如果中心附近有点,说明此图形并非矩形, 很可能是类似三角形或者不规则多边形, 这样的区域直接否决掉。 剩下满足要求的区域放缩 到 32*32 大小的标准区域中,进入下一步处理。 放缩的结果如下:

第二阶段需要判断 32*32 大小的区域是哪一个图标。方法是:把 32*32 大小的区域认为是 1024 的一个向量空间,事先准备好 3 幅标准图标,每幅图标有 4 个方向,所以一共是 12 类 图标, 根据转换矩阵计算每类图标在向量空间中的位置; 然后把第一阶段得到的区域乘以转 换矩阵,得到它在向量空间中的位置,判断它和那一类图标最接近,就属于哪一类,并计算

出匹配度。经过实际实验,我的标准是:图标 1、2 的匹配度标准是 60,图表 3 的匹配度标 准是 56,低于这个值则认为是干扰目标。 最终结果如下:

地面站部分: 地面控制站程序的作用是观察飞机的各项飞行信息, 包括 GPS 信息、 飞机状态信息、 飞行航迹信息等, 并可以发送命令对其进行控制。 地面站和飞机之间的通讯遵循设定好的测 控协议。 地面站界面如下:

界面的左面显示的是飞行轨迹,目前看不出来;蓝色的文字是显示飞机发送回来的 GPS 信 息和三轴线加速度、角速度信息。 界面右边的各项文字、 仪表显示了飞机的各种状态信息, 数。 可以用于分析飞机的运行情况, 其中右中的 4 个操纵杆可以给飞机设定升降舵、方向、风门、副翼四个参量。 界面下方的按钮群是主要的操作部分, 可以通过点击相应按钮进行各种操作; 其中大部分操 作在菜单中也有对应项。 界面最底下的一栏是状态栏,显示了一些程序运行的信息。 飞机如果进入自主飞行状态, 地面站有设定好的遍历方法用于决定飞机将飞向何处以及 如何遍历整个场地。遍历方法基本上是利用状态机来实现,具体设定如下: 飞行路线(循环进行) : 0 | 7 | 6—————5——————4 |

3 | 0—————1——————2 设定一个状态变量 trackStatus 表示当前飞机所处位置 trackStatus = 0: 飞机处于悬停状态,位于左边界,将横向飞; ; trackStatus = 1: 飞机处于向前飞状态,航向横向向左; trackStatus = 2: 飞机处于悬停状态,位于右边界,将纵向飞; trackStatus = 3: 飞机处于向前飞状态,航向纵向; trackStatus = 4: 飞机处于悬停状态,位于右边界,将横向飞; trackStatus = 5: 飞机处于向前飞状态,航向横向向右; trackStatus = 6: 飞机处于悬停状态,位于左边界,将纵向飞; trackStatus = 7: 飞机处于向前飞状态,航向纵向;

其中飞机如果处于 0、2、4、6 状态,将持续向左边或右边转弯,直到转到设定的方 向,即进入下一个状态;飞机如果处于 1、3、5、7 状态,将持续向前飞,直到飞到设定的 距离, 即进入下一个状态。 所以整个状态机通过判断飞机当前的状态和是否满足条件来决定 是否进入下一个状态。 地面站和视觉程序结合起来,利用飞机当前的高度、航向以及飞机所处的位置,可以计 算出图标的实际经纬度信息,这也是比赛的最终要求。 超声波高度测量 虽然 GPS 系统或者惯导系统都可以提供高度信息, 但是对于实现直升机起飞降落这样的 任务来说,这些高度信息的精度是无法满足要求的,需要有超声测距、红外测距或者激光测 距等高精度的距离测量方法。激光测距的精度较高,但是购买的成本较高,自己开发的难度 也更大;红外测距的作用距离有限,同样存在着开发难度较大的问题;超声测距结合了测量 距离较远(可测 10m)以及开发难度低的优点,因此选择超声高度测量方案。另外超声波具 有指向性强,能量消耗缓慢,在介质中传播的距离较远等优点,因而超声波经常用于距离的 测量,如测距仪和物位测量仪等都可以通过超声波来实现。利用超声波检测往往比较迅速、

方便、计算简单、易于做到实时控制,并且在测量精度方面能达到工业实用的要求,因此在 移动机器人的研制上也得到了广泛的应用。 高度测量模块的主要工作过程如下: 超声波发射器向某一方向发射超声波, 在发射时刻的同 时开始计时,超声波在空气中传播,途中碰到障碍物就立即返回来,超声波接收器收到反射 波就立即停止计时。超声波在空气中的传播速度为 340m/s,根据计时器记录的时间,就可 以计算出发射点距障碍物的距离。 高度测量的原理虽然简单, 但是要达到理想的效果还是有一定难度, 如要达到一定的测量距 离、在不同反射面情况下基本工作正常、可以判断由于干扰造成的错误测量情况等等。这里 的技术难点包括信号采集的靠干扰性、 信号解调的正确性以及时间差获得的正确性。 为了使 测距模块有良好的靠干扰性, 我们将发射和接收分别放在两块板子上, 以防止互相之间的干 扰,并采用屏蔽线将两块板子之间的通讯连接线屏蔽起来,保证不受外界干扰。信号解调部 分采用 LM567 进行 40K 信号的解调工作,567 为通用音调译码器,当输入信号于通带内时 提供饱和晶体管对地开关,电路由 I 与 Q 检波器构成,由电压控制振荡器驱动振荡器确定 译码器中心频率。用外接元件独立设定中心频率带宽和输出延迟。LM567 将获得的 40K 信 号进行解调,并最终将稳定的信号输出给单片机,以保证获得准确的时间差。 此次我们也采用了 MSP430 作为超声波测距的单片机进行信号采集、 发生以及计算和通讯等 功能,单片机是整个模块的核心部分。我们采用 MSP430 作为 40K 信号的发生源并最终接 收捕获到的信号,并计算发出信号到收到信号之间的时间差,从而计算出距离。并对得到的 距离进行分析处理,保证将可靠的数据传输给上端。在距离的数据分析上,我们采用了一阶 滤波器的处理,以保证传输给上位机的数据可靠而且平滑有效。 飞行控制器 飞行控制器直升机的中央控制单元, 负责飞机上各个单元的协调工作, 并与地面站之间进行 数据传输。同时根据控制算法和地面站的命令,保持飞机以一定的姿态飞行。飞控计算机硬 件原方案采用 TI2812 DSP, 该方案的优点在于功耗低、 DSP 本身接口较多 (包括串口、 CAN) , 但开发过程中碰到技术积累不充分、 无操作系统支持造成开发速度较慢等等的问题, 所以最 终选用了 80486 的 PC104 标准板。 直升机模型较为复杂,而且通道之间存在耦合,如果考虑复杂情况则控制率较难实现,所以 采用简单的 PID 控制器分通道进行控制,为了解决非线性问题,采取不同状态下采用不同 参数的控制方法。具体将飞机飞行状态划分为起飞、降落、悬停、向左、向右等状态,在不 同状态下设定不同的控制目标值。例如,悬停状态高度设定为固定值,俯仰、滚转以及偏航 的角度都设置为零,利用四个不同的控制器分通道控制,使得飞机姿态达到设定值。以偏航 方向的控制为例:

导航计算机 限位

偏航 P 控制 Rudder 偏航角速度 总距输入

舵机驱动模块 舵机是无人直升机上的执行机构, 通过操纵舵机来改变主旋翼的桨叶角度和桨盘角度以及尾 桨的桨叶角度,就可以控制作用于飞机上的力和力矩,从而改变机体飞行状态。比赛用直升 机仍然采用航模直升机的舵机,该舵机输入为 PWM(脉宽调制)信号,脉冲宽度对应于舵 机的位置。 为了实现可靠的控制,防止在一定条件下飞机失控,在舵机模块增加了控制切换功能,即可 以通过飞控计算机控制或者通过遥控手直接控制。在舵机驱动模块失效时,MSP430 的所有 输出都变为低电平,通过 GAL 的逻辑可重编程逻辑阵列使得舵机驱动的控制输入切换为遥 控直接输入。 对舵机的控制为开环控制,这是由于舵机的性能相当可靠,而且有应急的切换电路。

软件仿真系统 在进行实际的飞行测试之前,仿真测试可以充分验证算法的可靠性,降低实际飞行可 能造成的损失并且增加试验的次数。 对于仿真程序的要求大致有以下几点: 数学模型较为逼 真, 可以提供交换状态数据和控制数据的接口, 如果软件不是自己开发的话最好能够是开发 源码的,以便于二次开发。基于以上的考虑,我们选择了目前使用的开放源码直升机飞行仿 真软件,并且开发了适合目前系统的接口。

为了达到飞机的数学模型与实际直升机接近,需要由遥控手进行操作测试,比较两者 之间操作性的差异, 然后进一步修改模型。 模型的主要参数确定之后就可以将控制模块与仿 真程序连接进行软件闭环测试。


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