基于ITAE准则的飞控系统航向通道的设计

文章主要研究了用数学计算方法解决状态向量不能完全测量时的控制问题,在系统输出信息缺失一个的状态下,仍能计算出反馈矩阵K,使得系统的特征根配置在所需的极点处。将不完全信息状态的极点配置问题与ITAE标准型结合,对一维系统进行研究。多维系统的矩阵可等价为两个一维矩阵的乘积形式,从而将多维系统在信息不完全状态下的控制问题转化为一维系统的控制。以某型飞机为例对其横侧向系统在着陆状态时的信息不完全情况下的模态控制方法进行了研究。研究结果表明,用此种方法进行控制后系统具有较好的稳定性和鲁棒性。     

主动控制技术在飞机侧向运动模态中的应用

研究了主动控制技术在飞机侧向运动模态中的应用。用动态逆方法对多变量系统解耦。对修正因子、比例与积分因子寻优，获得性能优良的模糊控制器。将动态逆与模糊控制方法相结合，构成了一种动态解耦模糊控制综合方法。用该综合方法对某飞机侧向直接力控制系统进行了设计，并与动态逆方法进行了比较，提供了鲁棒性验证与仿真比较结果。仿真结果表明，该综合方法能够对飞机侧向模态进行良好的控制，并能够有效地抑制系统内部参数变化对系统输出的影响。     

亏损系统模态控制设计及其在机翼颤振控制中的应用

讨论了亏损系统模态控制的设计方法,并将其应用在飞机机翼颤振的控制问题中.结果表明在一定条件下,机翼的动态特性具有亏损性质,并且亏损模态可能是不可控制的,单输入控制不能稳定不可控制模态.为了稳定不可控制模态必须引入多输入控制.     

基于标准特征多项式的特征值配置设计方法

针对现代控制理论中期望的特征值选择的不确定性,及现代控制设计方法难于工程化的问题,研究了标准特征多项式系数的确立方法,给出了基于标准特征多项式的特征值配置设计方法的代数求解过程.以飞行器纵向稳定保持为例进行仿真验证,与线性最优二次型设计方法比较,结果表明这种方法能够达到二次型优化设计方法的控制指标,却比二次型优化设计方法的设计简单,且所得出的控制系统具有良好的鲁棒性.     

亏损系统模态控制设计及其在机翼颤振控制中的应用

讨论了亏损系统模态控制的设计方法,并将其应用在飞机机翼颤振的控制问题中。结果表明:在一定条件下,机翼的动态特性具有亏损性质,并且亏损模态可能是不可控制的,单输入控制不能稳定不可控制模态。为了稳定不可控制模态必须引入多输入控制。     

某型自旋翼无人机横侧向控制策略研究

以某型自旋翼无人机为研究对象,依据分部件建模的思想,建立样例自旋翼无人机的非线性动力学模型.在此基础上,对非线性模型进行线性化处理,并对线性模型进行相应的特性分析,得到其横侧向所存在的问题与难点.针对横侧向飞行控制存在的难点,根据经典控制理论以及固定翼飞机控制策略设计自旋翼无人机横侧向直飞模态与转弯模态两种飞行控制策略...     

特征速率方法用于微型共轴直升机姿态控制

微型共轴直升机因对控制输入和外在扰动较敏感,且本身具有较高的动态脉宽,使得其难于控制。提出一种基于特征速率配置(characteristic ratio assignment,CRA)的多项式设计方案来控制直升机的姿态回路。因CRA综合考虑时域稳态指标、系统鲁棒性以及广义时间常量来配置系统特征多项式,从而设计控制器。针对CRA设计控制器阶次的不明确,提出依据CRA设计满足一定性能指标的定阶次的类PID控制器。仿真分析证实了提出的控制方法简单可行。     

存在多输入未建模动态的鲁棒控制

研究了一类存在输入未建模动态的非线性鲁棒控制问题，就M.Krstic得出的动态非线性抑制引理提出了一种推广方案，将原引理只适用于单输入的情况，推广到多输入的情况，并将其应用在某型号飞机的非线性控制律设计中。仿真结果表明，在舵机存在未建模动态时，该方案能明显抑制未建模动态对飞机动态造成得影响．从而增强飞机控制系统的鲁棒性。     

飞行控制系统设计的特征结构配置法

阐述了特征结构配置在飞行控制系统设计中的应用问题，根据对飞行控制系统动态响应的分析，从理论上探讨了特征结构配置的概念和根据设计标确定特征结构的方法，应用这种方法，可设计出结构简单的多输入多输出飞行控制器，能同时考虑鲁棒性和系统动态性能要求，满足解耦与鲁棒性等高性能飞行控制系统的设计要求，能像经典设计那样，预知系统输出和期望控制输入，该方法的主要缺点是，当系统存在不确定模态时，要考虑有关稳定性问题。     

虚假模态参数识别试验研究

为有效识别试验模态分析过程中的虚假模态和轴对称结构中的密集模态,对铝合金薄壳截锥壳卫星适配器样机的动态特性进行试验研究. 采用电磁激振器进行激励和压电加速度传感器采集响应,获得结构整体频响函数. 采用多项式方法拟合试验曲线,识别结构的模态参数. 系统比较单输入单输出、单输入多输出、多输入多输出等方法对频响函数曲线中密集模态参数识别的影响,并对比分析试验结果与有限元仿真结果,进一步识别试验测试曲线中的虚假模态参数. 试验结果表明:多输入多输出法更有利于分离轴对称结构的密集模态,试验获得铝合金截锥壳卫星适配器的前10阶固有模态;激振器安装不当导致频响函数曲线中存在虚假模态;对轻质结构进行试验模态分析时,需要考虑激振器的附加质量和附加刚度影响.     

一类MIMO非线性不确定系统基于Backstepping设计的自适应模糊输出跟踪控制

针对一类具有块三角形式的多输入多输出(MIMO)非线性不确定系统,基于Backstepping设计研究该系统的自适应模糊输出跟踪控制问题。模糊逻辑系统用作逼近系统的未知函数。通过理论分析,证明闭环系统是半全局一致终结有界的;跟踪误差收敛到一个小的残差集内。仿真结果表明了该方法的有效性。     

直升机纵向系统鲁棒滑模控制律设计

在建立系统全包线T-S模糊模型的基础上,基于系统品质要求和可测状态约束条件,采用参数鲁棒设计方法,确定反馈控制参数的可用集合,实现等效控制律,相应确定系统的滑模面参数,给出了直升机纵向控制系统的全包线滑模控制律设计结果。仿真结果显示,系统具有较强的抗外界干扰能力,动态品质满足指标要求,表明文中提出的设计方法可行且有效。     

多输入多输出系统的神经网络PID解耦控制器

基于神经网络的ＰＩＤ控制,提出了一种可用于有耦合的多输入多输出系统的比例、积分和微分参数在线自整定的神经网络ＰＩＤ解耦控制器,可以实现对多变量系统的角耦控制,仿真结果表明系统具有很好的动态及稳态性能。     

一种基于MIMO系统动态渐近解耦的阵风减缓方法

提出了一种M IMO系统的动态渐近解耦方法。该方法基于输出反馈、部分状态反馈以及极点配置技术,通过调整控制器参数,将闭环系统的零、极点配置在期望位置上,使闭环传递函数的主对角元素占优,同时将非主对角线元素的动态增益调至最小,从而实现了M IMO系统的动态渐近解耦控制。用该方法对某主动控制飞机的垂直平移模态(直接力控制)进行了解耦设计,并将其应用于飞机的阵风减缓。用该方法设计的垂直平移模态与未采用主动控制技术的飞机进行仿真对比,其抗风性能提高了36%。     

网络控制系统多变量DMC算法的稳定性分析

针对网络化控制系统(NCSs),研究具有多输入多输出的动态矩阵控制(DMC)算法的闭环稳定性问题.首先,基于有限脉冲响应(FIR)模型导出了系统前向通道和反馈通道上均存在随机网络诱导时延的网络化DMC算法;其次,利用线性矩阵不等式(LMIs)方法分析该多变量网络化DMC算法的稳定性,将系统稳定性问题转化为一类求解LMI方程的可行解的问题,进而建立网络化DMC闭环系统的稳定性充分条件.最后,通过数值仿真实验验证该稳定性结论的有效性.     

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。     

建筑结构的准滑模控制研究

结合饱和函数和继电特性连续函数的优点,提出了含饱和函数的指数趋近律形成的控制律和含继电特性连续函数的指数趋近律形成的控制律。基于这两种控制律,采用准滑模控制方法对地震作用下建筑结构的振动控制问题进行了研究。以一个多层剪切型建筑结构模型为例验证所提控制方法的有效性,算例数值分析结果表明,所提出的准滑模控制方法,控制效果明显,能有效地减小结构的地震峰值响应,且在控制参数ε值较大的情况下,控制系统的抖振很小。     

自适应声学结构中基于声辐射模态的有源控制策略

研究了结构振动模态和声辐射模态之间的对应关系,并利用该关系建立了一种新的自适应声学结构有源控制策略,即引入单个或多个次级结构抵消初级结构振动模态对应的主导声辐射模态,使得主导辐射模态的声功率最小,从而控制总辐射声功率。研究结果表明:利用该控制策略,只需引入4个次级板同时抵消结构前4阶辐射模态的声功率,即可控制结构所有振动模态的声辐射,在宽频带范围内取得满意的控制效果。     

舵面损伤在线故障模式预测及故障检测

舵面损伤的传统模型匹配检测方法只适用于线性气动模型，并互故障检测和定位能力受操纵和机动状态影响很大。产生这些问题的原因是在故障模式预测和故障检测中忽略了一些实时飞行状态和参数变化。中将传统的离线故障模式预测改为在线计算，在计算中引入实时飞行状态及参数，并且在使用解析余度估算正常飞机运动时，考虑了实时飞行状态、舵面偏转、质量、惯量等参数变化，由实时估算值与实测值比较获得残差。此外，采用了故障模式空间最优方向匹配法进行故障隔离以减小残差决策的计算量。对所建立的新算法可以不使用任何简化、假定。使用某机舵面损伤非线性数据进行了分析和仿真，结果表明该方法可以适用于多种故障气动模型，而互不受机动状态、舵面操纵的影响。