无人机伺服作动系统容错控制研究

为了增强伺服作动系统的可靠性,使其当某些特定故障发生时,能够继续工作,提出了一种双余度电动伺服舵机系统。通过建立双余度电动舵机的数学模型,设计舵机控制器,分析双余度舵机的典型故障,选择合适的故障诊断策略,以达到舵回路的故障容错能力。结果表明:采用余度技术后,系统的静态性能和动态性能没有大的改变,但是大大提高了系统的可靠性。     

空空导弹推力矢量控制系统

论述了推力矢量控制技术是提高空空导弹性能的核心技术,介绍了常用的三类推力矢量装置,着重讨论了燃气舵式和扰流片式推矢装置的特点、设计方法、性能及其优缺点.在此基础上,研究了适用于气动力/推力矢量复合控制的变结构控制系统及其开关函数的切换条件和飞行控制系统框图.最后综述了推力矢量装置在第四代空空导弹上的应用情况.     

空空导弹推力矢量控制系统

论述了推力矢量控制技术是提高空空导弹性能的核心技术,介绍了常用的三类推力矢量装置,着重讨论了燃气舵式和扰流片式推矢装置的特点、设计方法、性能及其优缺点.在此基础上,研究了适用于气动力/推力矢量复合控制的变结构控制系统及其开关函数的切换条件和飞行控制系统框图.最后综述了推力矢量装置在第四代空空导弹上的应用情况.     

舵机卡死对X型舵飞航导弹控制性能的影响

建立了X型舵飞航导弹舵机卡死故障条件下执行机构输入与输出的关系模型,分析了舵机卡死引起舵效降低、常值误差和控制耦合三方面效应对导弹控制性能的影响。为考察不同时刻舵机卡死影响的差异,建立了导弹六自由度数学模型。仿真结果表明,单个舵机卡死会造成导弹控制性能下降,命中点散布变大; 在一些极端初始条件下,俯仰和偏航通道产生严重的控制耦合,会使弹道畸变,导致导弹坠落。对飞行试验中出现的案例进行分析,验证了仿真分析结论的正确性。     

潜艇液压舵机模糊逻辑控制方法

根据潜艇液压舵机系统的组成,分析了不同舵型、转舵机构和舵机液压控制系统的优缺点以及适用范围。建立了泵控式舵机控制系统转舵机构、变量泵排量控制系统、操舵控制系统以及舵面水动力干扰的模型;提出了模糊逻辑液压舵机参数调整方法,并进行了变量泵排量控制系统和操舵系统的仿真分析;由于系统中的参数不确定性和负载干扰,对参数变化以及负载干扰引起的性能影响进行了仿真分析;通过与PID控制进行对比分析,证明了设计的模糊逻辑控制算法的精度和速度。     

高超声速飞行器舵面故障Nussbaum增益自适应容错控制

针对双舵面的高超声速飞行器的纵向模型,并且考虑到舵面故障和系统参数不确定的问题,设计自适应容错跟踪控制器。首先,对于高度子系统,由于系统中存在不确定量,对其参数化并设计自适应估计律,再通过反馈线性化设计理想控制信号。其次,考虑到舵面故障,根据推导得到的容错参数与故障参数的匹配条件,得到对容错参数的约束条件,并且运用Nussbaum增益函数自适应估计由舵面故障引起的不确定控制方向。自适应容错高度跟踪控制律设计完成后,运用Lyapunov稳定性理论验证了整个闭环控制系统的稳定性。同样的控制方案也可被应用在速度跟踪控制器的设计上。最后,仿真结果进一步说明控制器设计的合理有效性。     

基于STM32的数字舵机控制系统

介绍了一种基于STM32系统的舵机控制系统,该控制系统能够同时控制8个数字舵机动作,并可根据舵机的反馈信息对舵偏角进行修正,实现快速、准确控制的目的;阐述了其硬件设计,软件工作流程及测试方法和结论等。     

一种筒弹状态下电动舵机自检方法

舵机是导弹制导与控制系统的重要组成部分。针对导弹在发射筒内时,舵面受发射筒限制,舵面基本不 能转动,传统方法不能实现舵机自检的问题,设计一种新型的舵机自检方法。通过检测并判断无刷直流电机霍尔信 号的相序,舵机控制器控制舵面微动,舵机DSP 内置自检算法,对舵机进行功能检查。笔者选用了霍尔传感器式无 刷直流电机,设计了自检电路和控制算法,通过实验证明可实现舵机在筒内的自检。验证结果表明：该方法可靠、 有效,具有良好的可推广性。     

无人机编队保持反步容错控制

针对领导-跟随无人机编队中的执行器故障、不确定气动参数和外界扰动等问题,设计了无人机编队保持反步容错控制。建立了编队纵向、编队横向和编队高度三维误差模型,并将无人机本体方程分为快慢两个回路,建立包含外界扰动、不确定气动参数及执行器故障的无人机运动模型;设计内环容错控制系统,对编队外环控制器产生的指令信号进行跟踪。内环容错控制系统主要由3个部分组成：一是基于滑模观测器的故障检测和辨识,实现对故障执行器的定位和故障参数的辨识;二是将故障参数及干扰观测器与反步容错控制相结合,实现包容外界扰动、不确定气动参数和执行器故障的容错控制;三是内环容错控制系统稳定性分析。仿真结果表明,所提容错控制方法能够有效地实现无人机编队的飞行容错控制。     

空空导弹折叠舵展开过程气动载荷分析

以正常式布局空空导弹折叠舵为研究对象,开展给定飞行条件下折叠舵展开过程气动载荷风洞试验,给出了折叠舵展开过程中的气动载荷,分析了气动载荷对折叠舵展开过程的影响,并对折叠舵受载情况进行了相应的CFD仿真,从理论上解释了折叠舵受载的合理性。结果表明,在给定飞行条件下,气动载荷有助于迎风折叠舵展开;跨音速时气动载荷阻碍背风折叠舵展开,超音速时气动载荷先利于再阻碍背风折叠舵展开。