基于DSP的倒立摆控制系统设计

设计并实现一种不依赖于PC机的倒立摆实控系统。在分析当前流行的倒立摆控制系统体系结构的基础上,提出了一种基于数字信号处理器(Digital Signal Processor,DSP)的系统设计方案。硬件方面以TMS320F2812 DSP为核心,设计了DSP最小系统及各接口电路,软件方面采用了决策与执行相分离的两层式结构。该系统具有结构简单、算法设计简便等特点。基于该系统,从能量角度讨论并实现了直线一级倒立摆的起摆控制,采用LQR方法实现了稳摆控制。实验证明,该方案工作可靠,能满足系统的实时性要求。     

变截面Z型折叠机翼振动特性的有限元与实验分析

Z型变截面折叠机翼作为一种可变体机翼结构,不同的折叠角对机翼稳定性有着重要的影响,因此研究不同折叠角度下的特性参数对机翼动态稳定性有着重要的意义.本文首先设计加工了Z型变截面可折叠机翼结构的实验模型,通过建立与实验模型相匹配的有限元模型,仿真得到不同折叠角度下机翼的前5阶固有频率和振型,针对不同折叠角度下机翼的固有特性,通过扫频实验得到机翼前5阶固有频率和模态振型,以及横向外激励作用下三段翼的频响曲线,对比分析有限元仿真与实验结果,验证结果的可靠性,这将对机翼结构设计以及特性参数的选取提供参考依据.     

变截面Z型折叠机翼振动特性的有限元与实验分析

Z型变截面折叠机翼作为一种可变体机翼结构,不同的折叠角对机翼稳定性有着重要的影响,因此研究不同折叠角度下的特性参数对机翼动态稳定性有着重要的意义.本文首先设计加工了Z型变截面可折叠机翼结构的实验模型,通过建立与实验模型相匹配的有限元模型,仿真得到不同折叠角度下机翼的前5阶固有频率和振型,针对不同折叠角度下机翼的固有特性,通过扫频实验得到机翼前5阶固有频率和模态振型,以及横向外激励作用下三段翼的频响曲线,对比分析有限元仿真与实验结果,验证结果的可靠性,这将对机翼结构设计以及特性参数的选取提供参考依据.     

基于DSP和光纤光栅传感器称重系统的设计

提出一种利用光纤光栅(FBG)传感器和DSP 芯片控制的称重系统实现方法.分析光纤光栅传感器的结构和原理;结合DSP及信号调理电路完成系统的硬件设计,软件设计方面介绍系统的主程序流程图等.实验表明本系统基本达到设计要求.     

磁悬浮控制敏感陀螺转子偏转通道稳定控制方法

为克服强陀螺效应对高速磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)转子偏转通道稳定性的影响,提出一种基于分散PID结合滤波交叉反馈的数字控制方案.根据洛伦兹力磁轴承支承的转子偏转系统结构特点,建立了MSCSG转子偏转动力学模型;利用所建立模型分析了两径向偏转自由度间的耦合特性,并提出在PID控制器的基础上,引入滤波交叉反馈来抑制径向偏转通道中的陀螺效应;搭建了以DSP和FPGA为核心的数字控制系统,并采用双线性变换将所提出的控制方法进行数字化实现.采用根轨迹法对所提出控制方法的稳定性进行了分析,通过实验比较了引入滤波交叉反馈控制前后转子偏转通道的稳定性.实验结果表明,分散PID控制条件下MSCSG转子在转速为3200 r/min时失稳,而引入滤波交叉反馈后,转子转速升至5000 r/min后仍可稳定运行.实验结果验证了所提出稳定控制方法对强陀螺效应的抑制作用.     

被动同心转向式多履带全向移动机器人设计

采用四组被动同心转向结构的履带单元,设计了一种多履带式全向移动机器人,该机器人不仅具有全向移动的能力,也具备运行平稳、载重能力强等特点。机器人使用ST Nucleo-F446RE开发板为控制器,采用旋转电位器测量每组履带单元的偏转角度,通过电机驱动器独立控制8个履带运动,从而实现机器人的全向移动。实验采集了各个履带的运动速度和每组履带单元的偏转角度,通过航位推测法计算机器人在两种运动中的轨迹,验证了机器人的全向移动能力。     

DSP控制的3kW非隔离型并网逆变器研究

提出了一种基于DSP控制的非隔离型并网逆变器的实现方案。介绍了该并网逆变器结构及原理,给出了基于DSP控制的硬件和软件的总体设计,实现了基于电压扰动观察与控制的最大功率点跟踪(MPPT)和无差拍控制的并网控制策略,并测试了其孤岛保护,完成了3 kW的实验样机及相关实验,对实验波形的分析证明了该控制策略和方案的有效性。     

基于Adams-Simulink的电机丝杠式偏转驱动机构控制系统设计与仿真

偏转弹头控制是一种新型的导弹控制方法。电机丝杠式偏转驱动机构结构简单、易于实现,是一种比较可行的弹头偏转驱动机构。本文针对电机丝杠式偏转机构的特点,设计变参数PID控制器对弹头偏转位置进行控制,采用RungeKutta算法,并通过Adams以及Matlab-Simulink对弹头偏转机构进行联合仿真,结果表明,该机构方案响应迅速、精度高,是一种可行的弹头偏转机构方案。     

非线性倒立摆系统的起摆和稳摆控制

介绍了基于数字信号处理器(DSP)控制直线型倒立摆系统的总体结构和工作原理,通过智能控制算法实现倒立摆的起摆控制。当摆杆的角度进入稳定区域时,通过线性二次型调节器(LQR)控制算法使摆杆稳定,并建立了电机电压与输出力矩之间的简单对应关系。实验表明,系统的稳定性好,抗干扰力强,而且采用DSP控制,有利于系统的小型化。     

舵机转角精确测量系统的设计

针对电动舵机的角位置和角速度信息测试需求设计了一种基于光电编码器和DSP的全数字测量系统。首先根据需求确定传感器的选型指标,特别对其转动惯量提出量化要求以减小对舵机性能测试的影响,然后以DSP为核心设计测量系统的软硬件,实现了系统的功能配置和舵机偏转角度、角速度等多项运动信息的实时计算与显示,最后对影响系统测量精度的因素进行分析,并给出了系统的实现与测试方法。实验表明,系统角度测量精度达到0.05°,而且配置简单、信息量丰富、实时性好,满足对舵机角位置信息较高精度的测量需求。     

伸缩机翼动力学实验研究

伸缩机翼作为一种可变形翼,变形过程中,由于其结构时变特性严重且具有柔性体特点,翼面横向振动特性实时变化从而影响飞行性能.基于伸缩机翼实验模型,分别开展了伸缩机翼模态实验研究和振动实验研究,即通过PLC控制系统控制伺服电机转速及转向,进而改变活动机翼外伸长度及伸缩速度,一方面利用锤击法获得五种活动机翼外伸长度下前三阶模态参数;另一方面利用ICP加速度传感器、LMS数据采集分析系统采集并处理活动机翼伸缩过程中横向振动加速度信号,获得伸缩速度与最大振动幅值、最大响应频率之间关系.结果表明,活动机翼外伸长度增加,结构固有频率值减小;伸缩速度作为参数激励,其等效激励与活动机翼某一外伸长度下某一阶固有频率值相近而导致颤振.为伸缩机翼翼面振动控制和伸缩速度合理选择提供理论依据和技术支持.     

基于滑模控制的折叠翼飞行器辅助机动研究

基于滑模控制策略,研究了折叠翼飞行器辅助机动问题.分析了系统折叠角与气动参数的关系,把机翼折叠角看成额外的控制输入,构造了包含折叠辅助机动的飞行器动力学模型.针对非线性系统,加入混合干扰,设计了非奇异动态终端滑模控制(NDTSMC)器,能够较好地抑制折叠翼飞行器的不确定性,同时完成姿态跟踪控制.仿真结果表明,NDTSMC改善了折叠翼飞行器的控制精度和鲁棒性能,具有较好的抖振消除效果.与传统飞行器相比,加入折叠辅助机动的折叠翼飞行器拥有更高的机动性和抗干扰能力.     

机翼伸展对低速飞行状态的影响

变翼飞行器在飞行过程中因机翼构型、面积等发生变化,引起质量分布、惯性及气动特性发生相应改变,飞行动力学因此受到影响.基于Lagrange方程,本文首先建立变形机翼飞行器的动力学模型,简化后得到伸展变翼的纵向运动方程,并通过气动仿真获得伸展机翼飞行器的低速气动特性.然后,借助线性插值确定气动参数随翼展的变化关系,研究了伸展变翼过程对于飞行器平飞、爬升、俯冲和盘旋的作用.结果表明,因变翼过程中升阻系数改变,飞行器将发生变速沉浮运动,此时为保持飞行状态的稳定,需对飞行器加以控制.     

近空间飞行器多模型鲁棒保性能软切换控制

针对可变机翼后掠角的近空间飞行器,提出一种多模型鲁棒保性能软切换控制方法.首先,将非线性系统的工作空间划分为若干区域,在每一区域建立局部T-S模糊模型;然后,根据性能指标利用广义系统的方法,设计局部鲁棒保性能控制器,从而大大减少了计算量,由于控制器在模糊了的边界处进行切换,保证了系统状态在切换过程中的平滑性;最后,对近空间飞行器在变机翼过程中的姿态进行控制,仿真结果表明了所提出方法的有效性.     

基于微系统阵列的变形翼的控制研究

针对基于微系统阵列的变形翼控制问题,搭建了一种简易分布式的、电机致动的变形翼模型。针对此模型,提出了协同控制的算法,使翼型快速变形,且在变形过程中保持翼面平滑。用李雅普诺夫定理证明了协同控制算法的收敛性。利用了Matlab／Truetime工具箱,进行了无网络、网络无丢包以及有丢包情况下的系统仿真。仿真结果表明：协同控制算法能很成功地对基于微系统阵列的变形翼进行控制。     

An optimization study on load alleviation techniques in gliders using morphing camber

This study explores wing morphing for load alleviation as a means to reduce the required wing structural weight without compromising aircraft performance. A comparative study between the lift-to-drag ratio (L/D) performance of a fixed wing glider (FWG) and a cambered morphing wing glider (CMWG) is presented. Both aircraft are aero-structurally optimized for the best L/D for a given speed and payload mass. A combination of lifting-line theory and 2D viscous calculations is used for the aerodynamics and an equivalent beam model is employed for the structural analysis. Pull-up and -down maneuvers at 25 m/s and near stall angle of attack are assumed as critical load cases. Results of the FWG optimization are shown for several trimmed flight conditions with varying mass and velocity. Results are compared to the ones from the CMWG optimization and conclusions are drawn on the improvement in the L/D ratio throughout the flight envelope and on potential reductions in the wing structural mass due to the load alleviation strategy. The wing camber adaptation provides significant performance gains in a large range of flight speeds with negligible penalties in the low speeds range. However, maneuverability is penalized.     

基于多目标控制的变体飞行器切换线性变参数控制器

变体飞行器在不同的机体构型有不同的控制目标,针对变体飞行器的多目标控制问题,提出了一种切换线性变参数(linear parameter varying,LPV)控制方法.该方法根据变体飞行器的任务模式及性能指标要求把后掠角变化范围分成不同的区域,在不同的区域根据相应的控制目标求出系统满足控制性能指标的有解条件及相应的LPV控制器,并用参数依赖多Lyapunov函数和公共Lyapunov函数两种方法保证变体过程的稳定性及快速性.仿真结果表明:在飞行器参数大范围快速变化的情况下,运用本文设计的控制器具有良好的操纵性能.     

基于DSP的BP神经网络PID控制器的设计

针对BP神经网络PID控制算法的复杂性及实现的困难性,本文提出了一种使用DSP芯片来实现的方案,外围功能接口则由辅助芯片FPGA来完成。利用TI公司提供的RTOS(DSP/BIOS)快速开发出该控制器原型,并通过对伺服电机的转速控制实验,对比传统的PID控制后,证明了该方案的实时性及控制性能都能满足工程需求。     

Aircraft morphing wing design by using partial topology optimization

A morphing wing concept has been investigated over the last decade because it can effectively enhance aircraft aerodynamic performance over a wider range of flight conditions through structural flexibility. The internal structural layouts and component sizes of a morphing aircraft wing have an impact on aircraft performance i.e. aeroelastic characteristics, mechanical behaviors, and mass. In this paper, a novel design approach is proposed for synthesizing the internal structural layout of a morphing wing. The new internal structures are achieved by using two new design strategies. The first design strategy applies design variables for simultaneous partial topology and sizing optimization while the second design strategy includes nodal positions as design variables. Both strategies are based on a ground structure approach. A multiobjective optimization problem is assigned to optimize the percentage of change in lift effectiveness, buckling factor, and mass of a structure subject to design constraints including divergence and flutter speeds, buckling factors, and stresses. The design problem is solved by using multiobjective population-based incremental learning (MOPBIL). The Pareto optimum results of both strategies lead to different unconventional wing structures which are superior to their conventional counterparts. From the results, the design strategy that uses simultaneous partial topology, sizing, and shape optimization is superior to the others based on a hypervolume indicator. The aeroelastic parameters of the obtained morphing wing subject to external actuating torques are analyzed and it is shown that it is practicable to apply the unconventional wing structures for an aircraft.