无人战术飞行器的自主控制

阐述了无人战术飞行器的主要特点和性能要求,重点讨论了夫人战术飞行器的自主决策与控制问题。从系统与控制理论的角度提出了无人战术飞行器的自主控制结构;并从拟人思维的实际过程出发,提出了采用分层式智能控制结构解决无人习行器自主决策与控制的技术途径;对环境的辨识、任务的规划以及控制的执行等问题进行研究,给出了一些相应的分析方法。     

基于模糊系统的高超声速飞行器预测控制

高超声速飞行器跨临近空间飞行,具有高超声速、参数时变等特征。本文针对具有大范围时变参数的高超声速飞行器,为使其能有效地跟踪飞行器的高度和速度指令,将基于模糊系统的预测控制应用于高超声速飞行器的轨迹控制中,给出了详尽的设计方法。根据系统的跟踪误差在线调整模糊系统的权值,使其一致逼近高超声速飞行器模型中的未知非线性函数,基于李亚普诺夫原理,推导了规则参数调整的自适应律。仿真结果表明该算法对系统的不确定性有较强的鲁棒性,使高超声速飞行器控制系统具有较好的动态与静态品质,可应用于临近空间飞行器轨迹控制等领域。     

飞行器偏角和倾斜角控制优化算法的仿真分析

无人驾驶的飞行器在偏角和倾斜角控制过程中,角度控制的滞后性问题一直无法解决,高速飞行使得飞行器角度控制再入过程中的动压、过载、热流等物理约束过程复杂化,利用传统的PID飞行参数控制方法对飞行器进行控制,为了保证精度,仅仅通过改变航向角的方式来进行转弯偏角和倾斜角控制,导致转弯半径很大,无法保障控制精度.提出利用改进PID神经网络算法的飞行器偏角和倾斜角控制优化模型.根据飞行器控制系统及动力学原理获取飞行过程的动力方程,构建飞行器角度控制数学模型,根据改进后的PID神经网络算法进行最优角度值求解,降低控制系统的跟踪误差、保证算法的收敛性,实现飞行器角度控制模型的优化.实验结果表明,利用改进算法进行飞行器控制模型的优化,能够保证飞行器飞行过程的航偏角和倾斜角控制精度.     

碟形飞行器的广义预测控制方法研究

研究飞行器机动飞行优化控制,针对碟形飞行器复合控制系统是一个高度非线性的多输入系统,为了提高飞行器动态特性,通过对碟形飞行器所受合外力和力矩的分析并根据纵向运动假设得到碟形飞行器纵向运动简化方程,进行小偏差线性化得到纵向通道变质量矩/推力矢量复合控制线性化方程.由于线性系统是静不稳定的并且是非最小相位系统,传统的控制方法无法直接使用,针对碟形飞行器变质量矩/推力矢量复合控制系统,设计了可以处理这类问题的广义预测控制器并进行了仿真,结果与 PD 控制的仿真结果进行了对比,结果表明广义预测控制可以提升系统的响应速度,为设计提供了参考依据.     

基于特征模型的高超声速飞行器自适应控制研究进展

钱学森先生1945年在论文《论高超声速相似律》中,首次提出了高超声速(hypersonic)的术语.高超声速飞行器具有的强大的军事和民事应用前景,20世纪80年代初,在世界上掀起了研究和发展高超声速飞行器的热潮,其中高超声速飞行器控制是其关键科学和技术问题之一.高超声速飞行器的研究取得了大量理论成果,与其形成鲜明对比的是,高超声速飞行器在试飞实验中却遇到了很大困难,例如X–51A,HTV–2.这种现象不得不引发我们进行深入思考.由于高超声速空气动力学研究的局限性,导致目前所建立的高超声速飞行器的动力学模型,与真实系统相比,其结构和参数不确定性非常大,它从根本上限制了控制理论和方法的研究.并且由于高超声速飞行器动力学模型的复杂性,导致目前工程应用中的控制方法复杂化.因此,针对高超声速飞行器控制问题,需要深入开展气动、控制交叉学科的研究,以及适于工程应用的自适应控制的研究.针对上述问题,我们开展了一定的研究.我们建立了三轴耦合的高超声速飞行器被控对象类X–20及其气动模型,并结合工程应用,直接针对表格形式的气动模型开展控制研究.针对强耦合和无解析动力学的控制问题,特征模型理论有其独特优势.近年来,我们系统研究了基于特征模型的高超声速飞行器的爬升、滑翔和再入控制问题.本文首先介绍特征模型理论和方法,进而综述和分析基于特征模型的高超声速飞行器自适应控制的研究进展,并提出进一步需要研究的问题.     

四旋翼飞行器串级姿态稳定性优化控制研究

针对传统优化控制手段控制四旋翼飞行器能力差这一问题,提出了一种新的稳定性优化控制方法。通过研究动力学原理,分析四旋翼在空气中受到的各种作用力,计算出旋转角速度和旋翼构造平面速度。基于滑流理论、PID控制理论构建出四旋翼飞行器控制模型,分析飞行器的控制原理,阐述了控制系统的工作流程。为检测方法实际工作效果,与传统控制方法进行对比实验,结果可知在相同时间下,受PID方法控制的飞行器运行轨道与预期轨道更加接近,在稳定性和鲁棒性上都强于传统方法。     

基于MATLAB模糊控制器的预测跟踪控制仿真分析

该文主要针对空间飞行器大角度机动调整的姿态控制方面的问题，从空间飞行器的动力学模型出发，讨论了利用强跟踪滤波进行无控预报的预测技术，以及以此预报信息对空间飞行器大角度机动调整进行姿态解耦的控制技术。同时，在预测控制中发现：姿态角跟踪路径的指数衰减因子随着其偏差不同及时调整时，控制系统收敛较快。因此，进一步讨论了利用NATLMB模糊控制器来调整预测控制的指数衰减因子的模糊预测控制方法。通过仿真计算，该方法具有收敛快，稳定性高等特点。     

基于RBF-ARX模型的四旋翼飞行器的预测控制

四旋翼飞行器运行中具有不稳定、非线性和强耦合特性,较难建立其准确的数学模型,针对这个问题,提出了基于RBF-ARX模型的预测控制设计方法;RBF-ARX模型是线性自回归(Auto-Regressive eXogenous,ARX)模型和高斯径向基函数(Radial Basis Function,RBF)神经网络相结合设计的模型,可用于建立非线性系统的全局模型,描述非线性系统的非线性特征。预测控制算法根据系统输入、输出信号预测对象未来输出变化趋势,并将其与系统实际输出的误差反馈校正,使误差最小;该法首先建立四旋翼飞行器的RBF-ARX模型结构,就模型参数的辨识、优化给出了详细分析;并基于该模型设计了系统预测控制器,最后通过仿真和实时控制效果证实了该方法的可行性和有效性。     

模型预测控制在飞行器规划系统中的应用

提出采用预测控制与混合整数线性规划相结合,解决飞行器任务规划的鲁棒控制问题,以混合整数线性形式给出飞行器动力学模型、优化目标以及相关约束,并提出一种终端零约束性能指标函数,以此证明了预测控制器的全局最优性和Lyapunov稳定性.仿真结果表明:该方法能够实现飞行器对固定目标的航迹规划任务,并对所探测到的威胁进行实时回避,能够实时运行,具有工程可实现性.     

四旋翼飞行器的建模及控制算法仿真

以四旋翼飞行器为研究对象。为实现对飞行器的稳定控制,首先建立了数学模型和动力学模型,又在此基础上设计了PID控制器和模糊PID控制器,通过模拟仿真判断两种控制算法是否能对四旋翼飞行器进行稳定控制。模型的搭建与仿真实验都基于Matlab/Simulink平台,仿真结果验证了模型建立的准确性,以及在所设定的参数下,fuzzy PID控制器对飞行器的控制较好,能够有效控制飞行器的稳定飞行。     

飞行姿态控制系统半物理仿真平台开发

飞行姿态控制系统作为飞机姿态控制的重要组成部分，对飞机起降、空中姿态调整具有重要影响。为快速建立液压作动系统数值计算模型、飞行员操纵及控制单元、舵面及起落架演示单元等实验实物环节，基于 Automation Studio液压设计及仿真专用软件，设计与开发了某型飞机飞行姿态控制系统的半物理仿真实验平台。给出了飞行姿态控制系统半物理仿真平台软总体方案、硬件组成、工作原理及开发和实验流程。最后，以飞机方向舵为例，开发了包括液压油油箱、液压马达、控制阀门、作动筒及管道、溢流阀、限位开关等装置的数值计算模型，液压阀位置数字PID调节器，结合舵面及其加载演示系统PLC控制程序，配合现场人员的实际操控动作，开展了方向舵液压作动随动控制系统半物理仿真实验研究，试验并分析了飞机机翼液压作动系统位置随动过程中的运行工况，并记录关键的实验数据曲线，为飞行姿态控制系统研究提供了一种直观的仿真及分析实验方法。     

飞机飞行控制系统仿真平台建设

飞行控制系统仿真平台作为现代飞机设计中的重要工具,适用于飞控系统研制的全阶段,是飞控系统研究与开发的重要设施。在分析飞控系统仿真平台建设的必要性、基本要求以及适用范围的基础上,给出了一种通用型半物理仿真平台的建设方案,最后指出了建设中需要把握的关键技术。     

某型涵道无人飞行器控制系统设计

涵道无人飞行器是一种可垂直起降的新型航空器,控制系统是其核心组成部分.从工程应用需求出发,针对涵道飞行器设计了一种具有高性能价格比、结构紧凑、低功耗的控制系统;提出基于PID的飞行控制策略并给出了控制系统总体结构,设计硬件与软件系统实现飞行器的姿态和轨迹控制,并进行飞行仿真试验验证.验证结果表明,设计方案合理可行,具有很高的应用价值.     

控制可重构飞机多变量鲁棒控制器设计

控制可重构飞机要求其基本飞行控制系统对舵面部分缺损故障具有强的鲁棒特性,在故障发生后保证飞机的稳定性,提供听时间进行故障的检测和隔离,为控制系统重构提供条件,本文采用高速采样ＰＩ控制器设计输出反馈跟随系统,给出了控制器的设计方法,并分析了它对于控制舵面部分缺损故障的鲁棒特性,仿真结果表明,这种控制器具有好的鲁棒特性。     

基于ARM的小型无人机飞行控制器设计

飞行控制器是无人机飞行控制系统的核心。采用ARM做为微处理器，结合MEMS传感器设计小型无人机飞行控制器。分析系统的功能和结构,并分为微处理器单元、导航传感器单元和气压传感器单元分别进行详细的功能和结构介绍。此设计符合飞行控制器的性能好、可靠性高、综合化能力强的发展趋势，具有广泛的应用前景。     

Chaotic Analysis and Control of Longitudinal Flight Dynamics

Aircraft are considered to be sub‐stable within the flight envelope. This paper presents a chaotic analysis and two kinds of corresponding control methods of aircraft longitudinal flight dynamics. First, the chaotic behavior of the open loop longitudinal flight system is confirmed by the Poincaré section and the Lyapunov exponent. Studies have found that the flight envelope can be divided into a stable area and a sub‐stable area. The probability of instability caused by chaos exists in the sub‐stable area. The definition of the chaotic boundary is also given. Second, based on the chaotic analysis results and considering three different combinations of aircraft mass and elevator deflection, a linear feedback control (LFC) method is implemented to stabilize the chaotic boundary and enlarge the stable area. Third, taking system uncertainties into consideration, an adaptive backstepping sliding mode control (AB‐SMC) method is applied to the trajectory tracking problem of aircraft longitudinal motion, which is based on classic SMC, backstepping and dynamic surface methods. The numerical simulations are given, which can demonstrate the applicability of the proposed control methods.     

Nonlinear Adaptive Close Formation Control of Unmanned Aerial Vehicles

This paper treats the question of formationflight control of multiple unmanned aerial vehicles (UAVs). Inclose formation the wing UAV motion is affected by the vortexof the adjacent lead aircraft. The forces produced by these vorticesare complex functions of the relative position coordinates ofthe UAVs. In this paper, these forces are treated as unknownfunctions. For simplicity, it is assumed that the UAVs have autopilotsfor heading-, altitude-, and Mach-hold in the inner loops. Anadaptive control law is derived for the position control of thewing aircraft based on a backstepping design technique. In theclosed-loop system, commanded separation trajectories are asymptoticallytracked by each wing aircraft while the lead UAV is maneuvering.It is seen that an overparametrization in the design is essentialfor the decentralization of the control system. These resultsare applied to formation flight control of two UAVs and simulationresults are obtained. These results show that the wing UAV followsprecisely the reference separation trajectories in spite of theuncertainties in the aerodynamic coefficients, while the leadaircraft maneuvers.     

线性规划在低空突防飞行控制系统中的应用

首先通过对线性规划问题加以简化规划出了理想的飞行参考轨迹,然后采用输出预测控制,让飞机跟踪规划出的飞行参考轨迹,最后,以随机地形为例进行了数字仿真,其结果符合低空突防的战术要求.     

基于滑模变结构控制的EHA系统仿真研究

多电飞机功率电传作动系统,采用电能取代飞机能源系统中的液压能、气压能等二次能源.典型的功率电传作动系统主要有电静液作动器(EHA)和电机械作动器(EMA)两种.根据飞机系统运行特点,以EHA为研究对象,对其工作原理与结构特点进行分析,建立了EHA系统中驱动电机、液压泵、作动筒、活塞杆负载等的Simulink线性化仿真模型.同时,针对驱动电机控制精度低的问题,由于传统PID控制的EHA存在舵面控制精度差和频域带宽过窄等问题,故采用了滑模变机构控制对传统PID控制进行改善优化,并进行对比仿真.仿真结果表明,滑模变结构控制的EHA系统的控制质量得到了明显提高.     

具有速率限制的民机舵面实时铰链力矩特性研究

针对飞机设计过程中,操纵面铰链力矩确定问题,进行具有操纵面偏转速率限制的电传飞机实时铰链力矩计算方法研究.这里依据飞机动力学特性、具有最大速率限制的舵面动力学特性以及舵面部件气动特性,确定飞机飞行过程中舵面的实时铰链力矩.利用MATLAB/simulink工具建立了舵面动力学模型和飞机动力学模型.以纵向操纵面升降舵为例,仿真研究了某飞机定直平飞以及机动飞行中舵面实时铰链力矩特性,给出了对应状态的舵面偏转速率,对比分析了静平衡法和本方法确定的操纵面总力矩特性的差异,结果表明本方法适合飞机详细设计阶段.