不确定性无尾飞行器LPV变增益控制器设计

无尾式飞行器由于其独特的优点成为今后飞行器发展的方向,其飞行包线范围大,参数变化剧烈,需要对其在整个工作区域内实行控制,采用基于线性变参数（LPV）系统的变增益控制方法,利用多胞形模型法对系统进行增益调度,提出一种简单实用的变参数顶点凸分解方法,该方法利用动态系统的间隔度量对顶点进行加权求和,在保证系统稳定的情况下,确保系统达到更佳的性能指标．充分考虑了无尾式飞行器的不确定性．利用线性矩阵不等式对某无尾式飞行器进行控帝1器设计,非线性仿真结果表明该方法能够在参数变化剧烈的情况下,使得系统在1．5s内收敛,并且没有超调量,同时系统状态变量变化平缓,证明了该方法在大范围工作区域内的有效性.     

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.     

电磁轴承增益调度多目标控制器设计

为了减弱转子质量不平衡带来的干扰,提出一种多目标(H2/H∞控制和极点配置)性能要求的增益调度电磁轴承控制器.电磁轴承这类线性参数变化系统(LPV)可认为是参数多面体,在多面体各顶点处采用线性矩阵不等式组(LMIs)和凸优化技术,设计满足闭环极点配置和H2/H∞性能的控制器参数,然后将这些控制器参数综合为一个增益调度控制器.仿真结果表明,利用该方法设计的控制器可使电磁轴承随转速变化始终具有良好的控制性能.     

风力机的线性变参数主动容错控制

针对风力机具有非线性和参数的不确定性的特征,提出了基于线性变参数(linear parameter varying,LPV)增益调度的风力机主动容错控制方法,降低故障对机组动态特性的影响.基于LPV凸分解方法,将风力机的非线性模型转化为具有凸多面体结构LPV模型,利用线性矩阵不等式(linear matrix inequalities,LMIs)技术对凸多面体各个顶点分别设计满足性能要求的控制器,再利用各顶点设计的反馈控制器得到具有凸多面体结构LPV容错控制器.仿真结果表明,LPV增益调度技术可以成功地应用于风力机系统的容错控制.     

战术导弹自动驾驶仪变结构控制设计与仿真

为了使战术导弹自动驾驶仪对导弹的内在参数变化等因素有较强的适应能力和鲁棒性片保证系统能够达到期望的性能指标要求,根据变结构理论对其进行了重新设计.先把战术导弹的典型自动驾驶仪回路简化为二阶线性变参数模型,并根据一条弹道上的导弹自动驾驶仪参数计算出其参数的变化范围.经严格推导了系统存在滑动模态的充分条件下设计了滑模变结构控制器对其进行控制.结论是,变结构控制方法对导弹内在参数大范围剧烈变化和外在环境扰动等因素具有较强的适应能力和鲁棒性.通过数字仿真验证了所设计的滑模变结构控制方法的正确性和有效性.     

飞行器动力系统多变量控制结构设计研究

针对飞行器动力系统多变量控制系统结构设计问题,提出了以相关增益矩阵方法确定发动机多变量控制方案中被控参数与控制量的一一对应关系,阐明了相关增益矩阵的意义.以二输入二输出系统为例推导了相关增益矩阵的比值计算方法.并以某型三输入三输出的变循环发动机为仿真算例,计算了其各被控参数和控制量的相关关系.根据其相关关系,确定了该变循环发动机多变量控制系统结构,并分析了其相关关系对飞行器动力系统多变量控制方案确定的意义.仿真算例表明,利用相关增益矩阵方法可以定量地确定系统各控制量和被控参数的相关关系,从而可以避免传统方法仅通过经验定性确定其相关关系的缺点.     

机动再入飞行器自适应自动驾驶仪设计

解决了机动再入飞行器在气动系数变化范围大和气动耦合严重等恶劣条件下的姿态和过载控制问题. 为了能充分利用飞行器可测量信息提高系统自适应能力, 提出了滚动通道状态方程参数辨识—级点配置—前馈补偿自适应控制和横向通道基于攻角反馈以过载为主控信号的变参数自适应控制的自动驾驶仪设计方法. 通过对某飞行器的制导控制系统仿真, 可以看出该自动驾驶仪使飞行器有很好的飞行性能.     

基于LPV系统的RIDE方法在横侧向飞行控制律设计中的应用

分析基于线性参变（LPV）系统的鲁棒逆动态估计（RIDE）方法的基本设计原理,利用飞行器的线性化模型,求得控制器的各个增益变量。对用该方法设计的飞行器横侧向飞控系统进行了仿真．仿真结果表明所设计系统满足既定的性能指标要求。     

亚轨道可重复使用运载器再入姿态控制

研究运载器再入姿态稳定控制问题,亚轨道可重复使用运载器(Suborbital Reusable Launch Vehicle,SRLV)的再入,环境变化剧烈,非线性严重,系统的稳定性受到影响。针对传统控制器在飞行器大空域飞行、系统参数大范围变化时,控制能力欠缺的问题,提出了应用模型参考自适应的控制算法,对系统模型进行自适应控制,设计了SRLV再入返回段的姿态控制器。通过其在Matlab平台上进行仿真,结果表明,改进算法在环境参数剧烈变化和系统具有较强不确定性的情况下,能够对SRLV进行鲁棒、精确的控制,为运载器再入姿态控制提供了参考。     

基于模型信息的电静液作动器降阶线性自抗扰控制

针对电静液作动器(electro-hydrostatic actuators, EHA)系统存在内外部扰动、参数不确定性和变控制增益等问题,提出一种基于模型信息的降阶线性自抗扰位置控制方法.首先,基于系统模型信息选取控制增益.其次,通过降阶线性扩张观测器对系统总扰动进行估计,并在控制器中加入扰动项进行补偿.利用奇异摄动理论证明所提控制器可使闭环系统是半全局最终一致有界的,并且当观测器带宽足够大时,所提出的控制器理论上可以使系统输出以所需精度跟踪期望轨迹.仿真结果表明,所提控制方法响应速度较快,控制精度较高,对外部扰动和参数不确定性具有较强的鲁棒性.     

飞机俯仰运动自抗扰控制器设计

提出了利用自抗扰控制器在大包线范围内设计飞机俯仰运动控制器的新方法．利用二阶自抗扰控制器补偿系统模型扰动和外扰，实现了纵向运动俯仰角变量的跟踪控制．自抗扰控制器直接依据飞机的非线性模型，符合飞机动力学模型摄动大的特点，在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数，简化了飞行控制律的设计过程．大包线范围内的仿真结果表明，系统具有良好的动态和稳态性能，控制器具有很强的鲁棒性，为解决大包线范围内的飞行控制问题提供了一种有效的新途径．     

舰载机综合保障信息管理发展对策

基于系统工程思想,从作战任务系统、保障对象系统、保障系统以及环境4个系统相互作用、互相影响的角度出发,论述了舰载机综合保障信息管理的基本概念,分析了综合保障信息管理的主要内容及关键技术。最后借鉴国外舰载机综合保障的实践经验,结合我国海军舰载机综合保障发展的现状和目标,设计了舰载机综合保障信息管理系统的框架,探讨了大数据分析技术、智能优化、可视化建模等技术在其中的应用,对舰载机综合保障水平和信息化水平的提高有极大的促进作用。     

基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制

随着我国现代化进程的不断加快,航天航空技术标准越来越高,对于航空发动机运转工况的鲁棒性和适应性提出了更高的要求。传统的航空发动机变增益设计步骤繁琐,不能将发动机置于整个航空器的运转去考虑设计,使发动机变增益缺乏相应的稳定性和适应性,易出现系统问题。为此,提出一般基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统,依据航空发动机结构参数,考虑到航空器在空中负载特性,计算出新的约束极点 模糊变增益,在航空器发动机工作范围连续增益,避免了传统增益切换情况,在转速控制上确定误差等因素,将非线性控制设计分解为多个线性子问题,使航空器控制系统能够沿着LPV参数轨迹保持良好的运转,保持稳定性能。仿真实验证明,提出的基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统控制效果优于传统方法,在航空器发动机转速改变时,控制精度能够满足要求 ,改变航空器负载时,有效对目标进行变增益控制。提出的控制方法对航空发动机鲁棒变增益控制问题提供了新的解决办法,具有较大应用价值。     

ROBUST GAIN‐SCHEDULED CONTROL OF A VERTICAL TAKEOFF AIRCRAFT WITH ACTUATOR SATURATION VIA THE LMI METHOD

This paper presents a robust gain‐scheduled approach for the control of a vertical/short takeoff. and landing (V/STOL) aircraft. The nonlinear aircraft dynamics exhibit non‐minimum phase characteristics arising from the parasitic coupling effect between the aircraft's lateral force and rolling moment. The undesired coupling effect also causes modelling uncertainy of the aircraft dynamics. The nonlinear aircraft dynamics are considered to be composed of a nominal linear parameter varying (LPV) system and a linear system with a norm bounded uncertainy matrix multiplied by the parasitic uncertain non‐minimum phase coupling parameter. The nominal LPV system is considered to be affinely dependent on a measurable varying parameter. The ranges of the varying parameter and its variation as well as its parasitic induced uncertain matrix are addressed by introducing the parameter‐dependent invariant ellipsoid interpretation for dealing with the issue of affinely quadratic stabilization. In this paper, the relations among the magnitude of actuator saturation, the maximum achievable relative stability, and the sustainable coupling uncertainty are investigated for the considered robust gain‐scheduled design.     

AFDX网络协议研究

介绍了AFDX网络的产生背景及发展历程;解析了ARINC664规范各个部分的功能及与开放式系统参考模型的关系;总结了AFDX网络相对于商用以太网的特点和AFDX网络与机载系统的关系,通过对AFDX在A380等飞机上的应用研究,归纳了基于AFDX网络的航空电子系统的特点;AFDX网络已成功应用于工程实践,该网络具有完整的协议结构,具有高实时性、高确定性和高可靠性的特点,是一种新型的机载网络总线。     

A multivariable MRAC scheme with application to a nonlinear aircraft model

This paper revisits the multivariable model reference adaptive control (MRAC) problem, by studying adaptive state feedback control for output tracking of multi-input multi-output (MIMO) systems. With such a control scheme, the plant-model matching conditions are much less restrictive than those for state tracking, while the controller has a simpler structure than that of an output feedback design. Such a control scheme is useful when the plant-model matching conditions for state tracking cannot be satisfied. A stable adaptive control scheme is developed based on LDS decomposition of the high-frequency gain matrix, which ensures closed-loop stability and asymptotic output tracking. A simulation study of a linearized lateral-directional dynamics model of a realistic nonlinear aircraft system model is conducted to demonstrate the scheme. This linear design based MRAC scheme is subsequently applied to a nonlinear aircraft system, and the results indicate that this linearization-based adaptive scheme can provide acceptable system performance for the nonlinear systems in a neighborhood of an operating point.     

基于DEXEL体造型技术在飞机复合材料零件设计中应用

飞机复合材料零件结构分为蜂窝结构、夹心结构、空心结构、夹层结构等。在以边界面表示的体造型系统中,难以设计这些复杂结构。在提出的基于DEXEL体造型系统中,通过布尔运算可很容易设计这些复杂结构。通过射线组群与多边形的求交算法实现体的DEXEL化。通过基于DEXEL模型的布尔运算实现复杂体设计。通过大体素可显示体的颜色与材质等属性。该系统在Java2.0与Java3D环境下编程实现。为验证该算法,给出了一个飞机水平安定面翼肋设计实例。     

倾转旋翼机平均驻留时间切换鲁棒H∞跟踪控制

针对倾转旋翼飞行器模态转换阶段的飞行控制问题,本文给出了倾转旋翼机纵向运动飞行控制系统模型和一种基于参考模型的鲁棒跟踪控制方法.为了保证闭环系统在切换过程中稳定并同时满足指定的鲁棒H∞性能指标,利用状态观测器对系统不可观测状态进行估计,结合模型依赖平均驻留时间方法提出了一种倾转旋翼机切换鲁棒H∞跟踪控制方法,通过求解线性矩阵不等式得到控制器增益,并分析了系统的鲁棒稳定性.仿真结果表明,所提出的方法能够使飞行器系统准确跟踪指令,且对于控制器切换具有鲁棒性.     

于试验分析确立融合模型的 IHS-小波变换融合方法

在多光谱和全色影像分辨率相差较大情况下,IHS遥感影像融合方法会因光谱分配问题导致一定的光谱扭曲;而小波变换方法在变换域具有良好的分频特性,且融合规则和算子对融合效果作用明显。将IHS和小波变换结合,通过试验分析发现小波分解得到的低频部分与光谱信息关系密切、高频部分与空间信息关系密切。在试验分析的基础上分别给出低频、高频部分的融合规则和算子,应用于BJ-1卫星数据的自身融合验证表明,在保持空间清晰度的同时能够明显地降低光谱扭曲程度,较好解决了其多光谱和全色影像分辨率相差较大对数据融合的影响,相比传统的IHS方法有效降低了光谱扭曲。
     

自抗扰控制器在超机动飞行快回路控制中的应用

提出了一种利用自抗扰控制器算法设计超机动飞行快回路控制律的新方法．根据自抗扰控制器能够动态补偿系统模型扰动和外扰的特性,在超机动飞行的快回路中引入自抗扰控制器。实现了快变量的动态解耦控制．控制律设计直接依据超机动飞行的强耦合、强非线性模型。在较大的包线范围内不需要改变控制器参数．简化了设计过程．仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性．