组合动力验证机助推段纵向控制器设计

针对飞行器的飞行特点和自身的气动结构,建立复杂的非线性数学模型,给出静稳定性和模态特性的分析。为解决高超声速飞行器在助推段因纵向静不稳度大而导致的常规控制律鲁棒性不足的问题,设计基于角速率指令内回路的纵向控制律,并从时域、频域、鲁棒性三方面进行分析,得出指令内回路适用于助推段纵向控制的结论。     

气动干扰下的Hex-Rotor无人飞行器控制器及其飞行实验

分析了气流扰动、翼间干扰等因素对飞行中的无人飞行器的控制精度和效果产生的影响,并给出了相应的解决方法。建立了Hex-Rotor飞行器的动力学模型,分析了升力因子不确定性导致飞行器控制效果下降的影响因素。设计了反演滑模控制器来控制飞行器的空间六自由度运动,同时考虑升力因子的不确定性采用超螺旋非线性观测器观测各个旋翼的升力因子来克服气动干扰的影响。通过原型机验证了提出的方法,结果显示:Hex-Rotor飞行器在气动干扰较大的外部环境中飞行时,水平位移跟踪误差不超过±4.5m,高度误差不超过±2.5m,姿态角度误差保持在±2°内,较大地增强了飞行器的抗扰能力。结果表明:采用本文的方法可以有效地估计各个旋翼的升力因子,从而提高Hex-Rotor飞行器的控制精度和效果。     

四旋翼飞行器轨迹跟踪控制器的设计与验证

为了解决四旋翼飞行器在外界扰动影响和系统模型参数存在不确定性情况下的精确轨迹跟踪控制问题,设计并验证了一种四旋翼飞行器的非线性轨迹跟踪控制器。首先建立了考虑执行机构特性的四旋翼飞行器数学模型,并将虚拟控制量映射到了实际中对电机的控制;然后通过在反步法轨迹跟踪控制中加入积分项,设计了一种基于积分型反步法的非线性轨迹跟踪控制器,消除模型参数不确定性及外界干扰引起的误差,仿真结果验证了该方法的可行性;最后,利用QBall2四旋翼飞行实验平台,对所设计的非线性轨迹跟踪控制器进行验证,实际飞行实验结果表明了所设计控制器的有效性,提高了实际飞行过程中外界干扰和不确定性下的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制的精度。     

高超声速飞行器助推段纵向姿态控制

针对飞行器的飞行特点和自身的气动结构,建立了其助推段纵向控制的非线性数学模型,给出了静稳定性和模态特性的分析,发现了飞行器纵向快速发散的动态特性。根据飞行任务和运动特点,从稳定性、频率特性、轨迹敏感性等方面对两种控制策略进行对比分析。结果表明,控俯仰角作为高超声速飞行器助推段的控制律是更为有效合理的纵向控制策略。     

基于模糊自适应的高超声速机翼颤振的主动控制

基于模糊自适应方法研究了高超声速机翼颤振的主动控制问题。首先,针对具有结构立方非线性和气动非线性的高超声速飞行器的二元机翼模型,分析系统的稳定性,得到系统的Hopf分叉点;然后,基于T-S模糊理论逼近系统非线性动态,设计了参数自适应律和模糊控制律,并应用Lyapunov理论证明系统所有信号一致最终有界;最后,通过仿真验证了所提出的主动控制算法的有效性。     

基于自适应反步滑模与死区逆补偿的闭式泵控系统位置输出控制策略

为了解决电液伺服闭式泵控系统位置控制过程中系统参数不确定性和系统死区问题，提出了一种自适应反步滑模控制与死区逆补偿控制相结合的串联控制策略。首先，阐述了电液伺服闭式泵控系统的原理，在此基础上构建了电液伺服闭式泵控系统的数学模型和仿真模型；其次，基于自适应反步控制与滑模控制消除了系统非匹配不确定性及避免参数嵌套，设计了自适应反步滑模控制器；接着，利用平滑连续指标函数构造了光滑死区逆函数，设计了死区逆补偿控制器，并将两者组成串联控制器；最后，利用MATLAB/Simulink软件构建了系统仿真模型，并进行了相应的分析。研究结果表明：采用串联控制器的系统位移跟随精度可以达到±0.6μm,稳态精度则可以达到±0.3μm,系统在0.6 s左右时到达稳态；同时，参数自适应律在系统位置控制过程中可对系统不确定性参数进行实时调整，提高系统稳态控制精度；仿真结果验证了所提串联控制策略的有效性。     

基于扩展干扰观测器的主动升沉补偿系统自适应鲁棒控制

针对不确定性及外部干扰下主动升沉补偿系统的非线性控制问题,提出一种基于扩展干扰观测器自适应鲁棒控制器。扩展状态观测器将外部扰动扩张成新的状态变量,利用输出反馈观测扩张的状态。基于反步法构建自适应控制器,结合拓展状态观测器处理系统方程存在的建模误差、外干扰、不确定性及参数不确定性。基于滑模控制方法,设计非线性滑模反馈律,从而提高系统在外部干扰下的鲁棒性能。最后,通过李雅普诺夫函数证明整个闭环系统的稳定性。基于升沉补偿电液伺服系统进行仿真实验,结果表明:所设计控制器在存在不确定性及外部干扰的情况下具有良好的控制精度及鲁棒性。     

高速开关阀控气动位置伺服系统的自适应鲁棒控制

针对高速开关阀控气动位置伺服系统所具有的模型参数不确定性、不确定非线性以及外干扰,为实现气缸的高精度运动轨迹跟踪控制,设计了基于标准投影映射的自适应鲁棒控制器。该控制器通过在线最小二乘参数估计来减小模型中参数不确定性,利用基于反步法设计的非线性鲁棒控制来抑制参数估计误差、不确定非线性以及外干扰的影响,从而保证一定的瞬态性能和高的气缸运动轨迹控制精度。由于运用了标准投影映射以保证在线参数估计有界,控制器的两个部分可以独立进行设计。试验表明,所设计的控制器能获得良好的轨迹跟踪控制性能,对干扰具有较强的性能鲁棒性,系统跟踪幅值为0.09 m,频率为0.5 Hz的正弦期望轨迹时,最大绝对跟踪误差为1.51 mm,标准跟踪误差0.72 mm。     

高超声速飞行器多学科优化建模方法

为建立高超声速飞行器多学科设计优化软件系统,研究了一种面向多学科设计优化的建模方法.通过分析系统分解带来的学科设计冲突,建立了两种多学科连续性条件.据此连续性条件,结合现有飞行器设计流程,提出了一套建立多学科设计优化模型的方法,包括系统分析模型和系统优化模型.针对高超声速飞行器方案设计,研究了包含弹道/控制、气动、超燃冲压发动机、结构、热保护系统等五个学科的多学科设计优化问题.采用所研究的多学科设计优化建模方法,构造了系统级模型,并在框架软件中按照此模型集成各学科软件,建立了高超声速飞行器多学科设计优化软件系统.     

高超声速翼型气动特性设计与研究

具有更宽速度域的优良的气动特性已经成为高超声速飞行器发展的必然趋势。因此,对于现代高超声速飞行器翼型的设计,需考虑宽速度域范围内的气动特性。采用基于RANS的CFD数值计算方法,开展了高超声速翼型的气动特性设计与研究,设计了两种具有更加优良的低速、跨声速气动特性的高超声速翼型。对这两种翼型进行了综合评估,并与基准翼型的气动力特性进行对比分析。研究结果表明,第一种优化翼型在跨声速状态下的升阻比达到97. 40,第二种优化翼型在低速状态下的最大升力达到0. 719,相比于基准翼型,两种优化翼型在低速和跨声速下的气动特性得到提高。     

滑模控制在气动伺服系统中的应用

分析了气动伺服控制系统中存在的非线性摩擦特性,并设计实验台,测定低速环境下基于直缸的气动伺服系统中的摩擦特性;将其作为全局滑模控制中的外干扰,通过改变控制器结构或调整控制参数来抑制干扰,使系统在响应的全过程都具有鲁棒性。数字仿真表明：滑模变结构控制方案较PD策略具有更好的动、静态特性及对参数变化和外界干扰的鲁棒性。通过在台面球XY轨迹气动控制系统中的实验研究,验证了滑模变结构控制器具有可行性和理想的轨迹跟踪性能。     

自抗扰控制器的无摩擦气缸控制研究

气动伺服系统是典型的非线性系统,因气体的可压缩性及阀口流量的非线性等因素,传统的控制策略(如PID)的控制性能很难达到系统要求,对其实现高精度的压力控制尤为困难。针对比例流量阀及无摩擦气缸的气动伺服系统建立二阶数学模型,建模过程为控制算法提供一个大致精确的参考模型。之后,将自抗扰控制算法引入到伺服系统控制器设计中,并基于Labwindows CVI开发平台对该系统实现高精度压力控制。实验结果表明,相比较于传统PID控制器,自抗扰控制器具有控制精度高,响应速度快,抗干扰能力强等优点。     

增益自适应滑模控制器在微型飞行器飞行姿态控制中的应用

针对微型飞行器的姿态角摄动引起的系统不确定性及外界干扰等问题,提出了基于区间二型模糊神经网络辨识的增益自适应模糊控制器.首先,给出了微型飞行器姿态动力学模型.然后,采用区间二型模糊神经网络对滑模控制器中由于姿态角摄动引起的系统不确定性进行在线辨识,通过增益自适应滑模控制器中的校正控制项对辨识误差及负载干扰进行补偿.最后,通过设计李亚普诺夫函数,得到闭环系统一致稳定条件下的区间二型模糊神经网络参数在线调整的自适应律及滑模增益自适应律.仿真对比表明,与传统的增益自适应滑模控制器和基于一型模糊神经网络辨识的滑模控制器及相比,本文提出的控制器不仅对系统的不确定性因素及外界干扰具有较强的鲁棒性,而且稳定误差小,跟踪精度高.     

飞推一体化飞行器多模态计力体系及升阻性能研究

针对推进系统采用TBCC组合循环发动机的飞推一体化高超声速飞行器,进行气动/推进力计算方法研究;分析并建立飞行器运动力学体系及计力体系,推导出推进系统双通道模式下一体化飞行器气动/推进力计算公式;针对TBCC推进系统的涡轮模态、涡轮冲压过渡模态及冲压模态三种工作模态,研究计力方法并计算分析飞行器在不同工作模态下升阻性能随攻角的变化趋势,研究飞行器各部件对升阻力性能影响贡献。研究表明:高超声速飞推一体化飞行器进行跨声速飞行时,前体对升力影响较大,机身阻力在很大程度上决定着飞推一体化高超声速飞行器的阻力大小。     

四旋翼不确定干扰前馈补偿与反步滑模姿态控制

针对四旋翼控制中由外部不确定干扰和系统参数不确定引起的具有时变特性的不确定界干扰问题,设计一种不确定干扰前馈补偿的反步滑模姿态抗干扰控制方法.采用牛顿欧拉方法建立带不确定干扰的四旋翼6自由度动力学模型,然后采用非线性干扰观测器对姿态系统中的不确定干扰进行观测估计,进而基于不确定干扰估计量的前馈补偿设计反步滑模控制器,最...     

航天高超声速颤振试验填补国内技术空白

正近日,由中国航天科技集团公司十一院1所设计的高超声速颤振试验完成了首次吹风试验。这是我国首次开展的高超声速风洞颤振试验,填补了国内相关技术的空白,结束了国外对此类试验技术长达60多年的垄断。高超声速飞行器受到高超声速流场特性、气动加热、控制等影响,其气动弹性问题比较复杂,国外从上世纪五六十年代开始就进行了大量的气动弹性试验研究,研究了几何外形、结构形式、气动参数、热等因素对舵翼面颤振特性的影响。     

四旋翼微型飞行器的区间二型模糊神经网络自适应控制

针对四旋翼微型飞行器控制系统中存在不确定性、外界干扰等影响控制精度的问题,提出了基于区间二型模糊神经网络(IT_IIFNN)的四旋翼微型飞行器自适应控制方案.首先,根据四旋翼微型飞行器的动力学模型,设计了基于IT_IIFNN的四旋翼微型飞行器自适应控制器,该控制器由两部分构成,其中IT_IIFNN用来在线逼近系统不确定性;鲁棒补偿器用来实时补偿IT_IIFNN的逼近误差以及外界干扰.其次,利用Lyapunov稳定理论证明此飞行器控制系统闭环稳定性.最后,通过四旋翼微型飞行器样机来验证IT_IIFNN自适应控制器的优越性.验证结果显示,在加入风速为1.5 m/s的外界干扰条件下,跟踪误差可近似达到10-2.结果表明,IT_IIFNN自适应控制器具有良好的跟踪精度、稳定性及鲁棒性.     

下斜板可调的单膨胀斜面喷管型面设计和流场模拟

基于特征线法,并考虑变比热的影响,开展了高超声速飞行器用SERN设计.利用CFD数值模拟技术,计算得到了设计状态和沿飞行轨迹其它飞行状态下的SERN内外流场和特性.可以看到,在设计状态马赫数5时,基于特征线法得到的SERN内流场分布符合设计要求,而在其它较低的飞行马赫数下,SERN处于过膨胀状态,并且过膨胀的程度随飞行马赫数的降低而愈加严重.在马赫数25时,喷管膨胀面气流已发生明显分离,喷管性能急剧恶化.为了提高低马赫数条件下SERN的气动性能,分析了通过调节SERN下斜板角度从而实现其气动性能提高的方法.结果表明调节下斜板角度可以明显改善SERN非设计点的气动性能.     

磁悬浮系统的积分滑模自抗扰控制

针对磁悬浮系统存在着非线性、时滞和易受到其它不确定性因素干扰的问题，首先建立了单自由度的磁悬浮系统模型，提出一种基于积分滑模自抗扰的位置控制算法。算法利用扩张状态观测器对悬浮球的位置和未知干扰进行估计，再将估计的位置信息和干扰项用于控制的反馈和控制量的补偿。将积分滑模控制引入到非线性状态误差反馈控制律中，设计了积分滑模自抗扰控制器，并根据Lyapunov理论对控制系统的稳定性进行了证明。仿真结果表明，所设计的积分滑模ADRC控制器实现了对磁悬浮球的位置控制，对系统存在的内外扰动和不确定性具有较强的鲁棒性，同时能对设定位置信息进行跟踪，并有较好的动态特性。     

基于NDO的永磁同步电动机自适应分数阶滑模控制

针对永磁同步电动机(PMSM)驱动的高档数控机床进给系统易受参数变化、外部扰动等不确定性因素影响的问题,设计了一种基于非线性干扰观测器(NDO)的自适应分数阶滑模控制(AFOSMC)方法。建立了含有不确定性的PMSM动态数学模型。将自适应控制与分数阶滑模控制(FOSMC)相结合,抑制了整数阶滑模控制的抖振现象,且能实时调整切换增益,提高了系统的控制精度。然而,外部干扰会对系统产生极大的影响,因此采用NDO实时辨识外部干扰,将观测值作为前馈补偿引入AFOSMC中,以提高控制器的抗干扰能力。实验结果表明,基于NDO的AFOSMC方法有效地削弱了抖振现象,提高了进给系统的跟踪性能和抗扰能力。