基于AMS结构分析的串接链可达集求解与优化设计

串接链分配法将包含推力矢量操纵面在内的所有舵面按照优先级分为若干组,对于期望的转矩指令,如果优先级高的一组无法有效分配则启用次级操纵面,如何使基于串接链设计的分配系统根据期望转矩的大小对各组舵面进行自动调用与分配是一个难点。文章对串接链的可达转矩集进行了求解,将各组舵面所能有效分配的最大转矩值作为分配系统实施舵面调用与管理的阈值。串接链的转矩可达集是复杂的非凸几何体,解析方法无法求解,文中通过对分配系统AMS的几何构造分析,提出了一种基于微元的串接链可达集数值求解算法。将串接链的分配效率作为适应度函数,通过遗传算法选择具有最大可达集的广义逆阵,提高了算法的分配效率。     

飞翼布局矢量推力无人机容错控制研究

飞翼布局无人机利用多组气动舵面产生所需要的控制力和力矩,属于典型的过驱动系统;多组操纵舵面赋予其较高冗余配置的同时也使舵面故障率成倍增加。对横航向静不稳定的飞翼无人机而言,操纵面故障带来的力矩失衡会严重影响飞行安全,故以升降、方向舵损伤故障为例,提出一种气动为主,矢量推力为辅的控制分配方法;利用二元矢量偏转机构产生矢量推力,补偿损伤执行机构舵效,释放舵面控制裕度,恢复飞机操纵性;在气动舵面损伤的故障下,实现无人机的稳定控制。     

控制分配技术在无尾飞机纵向控制系统中的应用研究

针对现代无人机大多采用多操纵面结构的情况,在控制系统当中采用控制分配技术来合理利用各个操纵面的控制效率,以得到更好的控制效果和能力。首先利用经典控制方法设计出在各个舵面均为正常情况下的基本控制律,以产生整个控制指令;然后设计控制分配器,将整个控制指令合理地分配到各个舵面上。使用控制分配技术在无尾飞机纵向飞控系统当中进行了应用研究,并给出了各个舵面均正常情况和某些舵面故障情况下的仿真结果,证实了使用控制分配技术的有效性。     

基于气动力/推力矢量控制的飞行器性能分析

采用推力矢量技术的飞行器通过喷管偏转和发动机产生的推力来获取额外的控制力矩从而实现对飞行器的姿态控制。其突出特点是控制力矩与发动机紧密相关,而不受飞行器本身姿态的影响。对于高超声速飞行器,推力矢量提供的等效舵偏角可以部分替代气动舵偏角,这对飞行器的减阻和防热都十分有利。主要研究高超声速飞行器气动力与推力矢量组合控制的问题。通过建立高超声速飞行器的动力学/运动学模型,设计了基于气动力和推力矢量的组合控制器,使所需的舵偏角由气动力和推力矢量一起提供,通过理论分析和六自由度仿真,对组合控制的效果进行仿真验证。仿真表明当所需舵偏角较小时,推力矢量装置产生的等效舵偏角可以完全提供,气动舵几乎不用偏转;当所需舵偏角较大时,推力矢量装置和气动舵一起提供。结果表明这种组合控制具有较好的工程实际应用价值。     

面向机动的临近空间飞行器自适应协调控制

为提高临近空间飞行器的机动性能,提出一种结合推力矢量的新型自适应滑模控制方法,并搭建闭环最优控制分配系统,实现气动舵面与矢量喷管最优分配,保证飞行器稳定机动飞行。首先为应对机动飞行环境中复杂不确定,设计新型自适应滑模控制器,放宽了现有自适应滑模控制不确定有界性限制,获得确保姿态角稳定跟踪的期望控制力矩。引入推力矢量技术的临近空间飞行器存在多种控制输入,控制分配是机动飞行控制的关键。其次为确保机动飞行稳定安全,从稳定性角度提升分配性能,设计闭环最优控制分配策略,将期望控制力矩精确稳定地分配到执行器,完成气动舵面和矢量喷管协调控制,实现机动飞行中姿态角对参考指令的稳定跟踪。仿真结果表明：推力矢量技术对于扩大临近空间飞行器横纵方向姿态角变化范围具有有效性,同时验证了所设计控制策略能够在复杂不确定影响下保证飞行姿态稳定。     

一种基于转矩可达集裁剪设计的广义逆分配方法

广义逆控制分配法无法实现对转矩可达集的完全分配,其分配效率取决于控制效率矩阵广义逆的选择。为了改善这一缺陷,文章对广义逆可达转矩集的几何构造、及其与广义逆阵的关系进行了研究,提出了一种基于转矩可达集裁剪设计的广义逆分配方法,该方法能够对期望方向、区域的可达转矩集进行广义逆裁剪设计,使分配系统根据飞机力矩的变化对控制系统的输出进行分配。利用某飞机的数据进行仿真,结果表明:文章提出的方法不仅可以避免现有方法因矩阵奇异而导致算法失效的缺点,而且基于遗传算法的广义逆求解结果对于可达转矩集的分配效率是最优的。     

逆系统方法在飞行控制律设计中的工程应用

在飞控系统设计中,现代非线性控制理论已逐步得到应用,其中逆系统方法的物理概念清晰,参数对应明确,无不确定性算法,容易结合传统经验,易于为工程人员接受。该文将该方法应用于多操纵面飞机的基本控制律设计,从工程应用出发,使用多层分离简化设计,改进了多操纵面的使用策略和分配方法,分析了工程实现中的参数获取。大迎角飞行和自动着陆仿真结果显示,控制律能够协调使用推力矢量和常规舵面,准确控制飞行姿态和航迹;在着陆时能利用大迎角飞行能力显著降低着地速度,缩短滑跑距离;在飞机质量、惯量大幅度变化时,也能准确地控制姿态和轨迹。     

基于滑模观测器的无人推力矢量飞机反步容错控制

针对无人推力矢量飞机,设计了基于滑模观测器的反步容错控制。首先提出执行器故障模型,并将本体方程分为快、慢回路,建立包含不确定性、舵面故障和执行器故障的无人推力矢量飞机故障模型,然后设计包含高阶滑模观测器及不连续投影自适应律的级联观测器实现补偿不确定性和舵面故障的状态估计,并通过滑模观测器实现故障辨识和故障参数估计,最后结合状态估计及故障参数实现包容不确定性,舵面故障和执行器故障的全局反步容错控制。大迎角机动仿真表明所提方法能够有效实现无人推力矢量飞机的全局容错控制。     

ASTOVL升力风扇飞机的组合飞行/推进控制系统的研究

介绍了推力矢量技术,动态逆原理,研究了推力矢量喷管,升风风扇以及气动舵面组合作用下ASTOVL升力风扇飞机的飞行／推进控制系统,采用非线性动态逆理论并针对ASTOVL升力风扇飞机的俯仰控制,设计了动态逆控制律,并将所设计的控制规律进行了仿真。结果证明,该方法能够满足控制系统性能的要求,具有工程应用前景。     

多操纵面气垫船的极区运动特性与控制方法研究

为了研究极区气垫船在敷雪冰层上运动特性和多操纵面协调控制方法，本文建立了一种极区气垫船的冰面运动学模型，分析了极区运动特点和操纵难点，提出了一种多操纵面气垫船的极区运动控制体系结构，可实现空气桨、空气舵和矢量喷管等6个操纵面的协调分配控制。仿真结果表明：极区气垫船在侧风条件下操纵极易发生侧滑和甩尾，本方法可有效解决气垫船极区操纵过程中的航向稳定控制问题，并利用矢量喷管较好地抑制了危险的侧滑运动，分析得到了极区操纵的抗侧风能力曲线，为气垫船在极区的运动控制技术和安全控制策略的研究提供了一种有效与可行解决方法。     

ASTOVL升力风扇飞机的纵向控制系统研究

ASTOVL升力风扇飞机是多变量、强耦合、复杂的非线性系统,采用非线性动态逆理论设计控制律以实现系统的非线性对消及解耦,然后,采用线性系统的设计方法对系统进行设计,以使系统获得期望的飞行品质。同时,考虑到ASTOVL升力风扇飞机是由气动舵面和力矢量融合作用的,为了延缓各舵面进入饱和的时间,采用加权广议逆中的极小N－范数广义逆定量分配力矩指令,从而使各舵面达到适当的偏转角。并将所设计的控制律进行了仿真,结果验证了所设计的动态控制律使系统实现了非线性对消和解耦,单个指令作用时,只有该项响应,其余不受影响;所有指令作用时,其结果就等于单个指令作用时的线性叠加,这样使驾驶员的操纵大大简化而易于控制,从而大大降低了飞行事故率。     

一种考虑交叉耦合效应的飞翼布局飞机控制分配方法

大展弦比飞翼布局飞机采用开裂式方向舵进行航向与阻力控制,开裂式方向舵大张角情况下与临近舵面间存在舵效的交叉耦合。交叉耦合力矩非线性特性突出,采用基于线性模型的控制分配方法会产生一定的分配误差。序列线性规划法可以解决考虑交叉耦合效应的分配问题,但对耦合力矩数学形式要求严格且求解需进行多次线性规划,实时性较差。给出了一种基于补偿的线性规划法,该方法的用舵量要大于序列线性规划法,但实时性要明显好于序列线性规划法且对交叉耦合力矩的数学形式没有固定要求。     

W型无尾布局复合式气动舵面设计研究

文章针对W型无尾新概念布局的操纵控制问题,采用复合式气动舵面设计概念,提出了两段可动式侧板、副翼、襟翼、升降舵、方向舵、全动翼梢、阻力舵等气动舵面设计方案,通过风洞实验研究,获得了各舵面增升、纵向和横侧操纵效率,给出了各舵面的功能、不足及需解决的问题,提出了满足W型布局纵向和横侧操纵控制的舵面组合模式。研究结果也可供其它无尾布局飞机舵面设计参考。     

桨后扭曲舵的理论设计及水动力性能计算

采用面元法计算了螺旋桨与舵之间相互干扰的水动力性能并在此基础上设计出扭曲舵,采用迭代处理计算了螺旋桨与桨后扭曲舵相互干扰的定常水动力性能.在计算面元的影响系数时,应用了Morino导出的解析计算公式,以加快数值的计算速度.分析比较了不同进数系数时,普通舵与扭曲舵的助推效率.对于两者在不同进数系数下的操舵力矩进行了比较,与普通舵相比扭曲舵并未使船舶的操舵力矩恶化.计算结果表明,该设计的扭曲舵与普通舵相比可以产生附加推力,能够吸收螺旋桨的尾流动能起到助推节能的作用,最大助推效率可以达到3%.     

飞机舵面缝隙设计及其光顺

舵面的主要功用是提供飞机足够的操纵性,舵面缝隙的设计和光顺对于保证舵面操纵的灵活性和减少气动阻力都是很有意义的。本文针对某型无人机舵面设计,导出了一种确定后掠翼舵面展向缝隙尺寸的计算方法。使用该方法能够定量地计算舵面在极限偏转角下缝隙的尺寸,为舵面设计提供了可靠依据。同时导出了一种确定舵面前缘曲线以及与之相邻的安定面后缘曲线、拟合圆圆心、半径及切点的计算方法。用此方法使得各曲线段的连接点严格相切。     

基于改进多目标遗传算法的再入飞行控制分配研究

高超声速飞行器再入飞行段需要反推力器进行辅助姿态控制,控制力矩向气动舵面和反推力器的合理分配是再入飞行控制的一个关键问题。文章考虑燃料消耗、舵面偏转状态和误差三要素,将控制分配视为一个多目标优化的问题,提出了一种改进的多目标遗传算法。引入一种改进的模拟退火算法提高局部搜索能力;为保证种群的多样性,提出了一种改进的小生境技术,将距离参数设置为动态的函数,并引入种群的繁殖代数。分别设计燃料消耗、舵面偏转和误差的代价系数、约束条件等,获得多目标Pareto解集,并基于模糊逻辑,在最优解集中寻获最优解。通过仿真验证了方法的有效性。     

电动汽车驱动力分层控制策略

为了提高两后轮独立驱动电动汽车的操纵稳定性,提出一种驱动力分层控制策略.该分层控制策略包括车辆动力学模型设计层、补偿横摆力矩制定层和驱动力分配层,将车辆横摆角速度和质心侧偏角的实际值与理想值的偏差作为控制量,利用模糊算法计算得出两侧车轮的驱动力矩.在前期仿真验证的基础上进行实车快速控制原型试验,验证控制策略的实车控制效果.试验结果表明,设计的驱动力分层控制策略在过弯时能够对驱动轮转矩进行合理分配,在不影响车辆动力性的同时,提高车辆的操纵稳定性.     

无人倾转旋翼飞行器冗余操纵控制策略设计

根据所建立的无人倾转旋翼飞行器飞行动力学模型配平和小扰动线性化处理结果分析了不同飞行模式下的操纵效率,应用多目标非线性控制方法的目标优化函数性能指标得到了操纵效率矩阵系数,设计了一套实用的舵面驱动分配策略,实现了飞行器全模式飞行,解决了飞行控制随飞行模式变化所要求的操纵冗余问题．采用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计控制器,有效降低了飞行控制器的设计难度．给出了一个全模式飞行仿真样例,运用线性PID控制器实现了稳定飞行控制．利用倾转旋翼飞行器飞行动力学模型仿真验证了操纵分配策略的有效性．     

基于主动横摆力矩优化分配的车辆底盘集成控制

基于二自由度车辆模型设计了车辆底盘集成控制器,开发了基于二次规划法的主动横摆力矩优化分配算法。针对阶跃转向和单移线转向行驶两种典型工况进行了仿真试验。结果表明,所设计的底盘集成控制器具有良好的控制效果,能够明显地改善车辆的操纵稳定性;开发的主动横摆力矩优化分配算法能够充分利用各个执行机构,使得在主动转向角和主动制动压力等输入都较小的情况下,能获得较好的车辆操纵稳定性。     

降低气动舵操纵耦合的高超声速飞行器总体优化研究

针对高超声速飞行器严重耦合特性给控制系统设计带来的问题,从简化控制系统设计的角度出发对飞行器总体提出通道间耦合小的优化设计要求。以气动舵控制的翼身组合体外形高超声速飞行器为研究对象,引入操纵耦合力矩影响作用的度量-操纵耦合度定义;结合工程估算与CFD计算方法建立操纵耦合度与飞行器总体外形参数的表征关系;采用多目标粒子群算法,求解以总体外形参数为决策变量,以各通道操纵耦合度最小为目标函数的优化问题,从而确定可降低气动舵操纵耦合的高超飞行器总体随控优化策略。算例分析表明,提出的高超声速飞行器总体随控优化方法可有效改善气动舵控制高超飞行器的操纵耦合特性,对控制系统设计具有重要意义。