非质点飞行器模型的大气紊流仿真

在大展弦比飞行器的飞行仿真中,通常需要建立飞行器的非质点模型,针对非质点飞行器模型的仿真需求,提出一种能为飞行器多个局部位置同时提供大气紊流数值的仿真方法.利用相关函数法生成飞行器质心沿飞行轨迹方向的大气紊流数值,根据质心处的大气紊流数值和相关关系,采用蒙特卡洛方法求解出飞行器非质心位置的大气紊流数值,从理论上证明该方法所生成的大气紊流数值能够满足相关性要求.仿真结果表明,该方法在满足飞行器多个位置大气紊流数值沿飞行轨迹方向相关性的同时,还保证了各个位置点之间的相关性,适合非质点飞行器模型的大气紊流仿真.     

一类输出反馈变结构控制及其应用

本文研究了只用输出变量构成超平面的一类变结构控制系统．当系统结构满足一定条件时，可以实现输出反馈变结构控制；同时对继电控制算法做了有益的修改，消除了颤振；并设计了某水下航行器航深系统的变结构控制律．仿真研究结果表明了本文方法的有效性，为设计高性能的控制系统提供了一种强有力的方法．     

一类时滞不确定线性系统的变结构镇定方法研究

针对时滞不确定线性系统的鲁棒镇定问题,首先利用变结构控制系统理论及时滞线性系统的一般结论,选择滑动模,由滑动模的存在条件导出了变结构状态反馈镇定控制算法;由此进一步讨论输出反馈和动态输出反馈变结构镇定控制器．最后有实例验证了所得方法的有效性．     

弹性高超声速飞行器多胞鲁棒变增益控制

现有的高超声速飞行器控制系统设计方法在处理大包线飞行参数变动时计算复杂度较高,且较少考虑结构弹性的影响。针对上述问题,提出了一种基于张量乘积(TP)模型转换和可测状态反馈的多胞鲁棒变增益控制方法。其首先使用TP模型转换方法获取系统的多胞模型,然后基于线性矩阵不等式求解系统的多胞鲁棒变增益控制器。在求取控制器时,为简化控制器结构及降低控制器阶数,将弹性模态视为外部干扰,仅通过实际可测的刚体状态参数作为反馈量来设计控制器。仿真结果表明,所设计的多胞鲁棒变增益控制器可实现参考指令的有效跟踪,并保证整个包线范围内弹性模态稳定。     

基于变结构/输入成形的航天器振动抑制方法

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种基于输出反馈变结构控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略.首先,采用拉格朗日方法建立中心刚体上带有弹性附件的航天器的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,考虑挠性结构模态不可测的情况,为了避免设计状态观测器及其引入的误差,在输出反馈变结构控制的基础上,给出了滑模存在条件以及仅利用输出信息的变结构控制器设计方法,使系统的状态轨迹达到滑动平面,并保证闭环系统渐近稳定;在此基础上,应用输入成形方法设计成形控制器来抑制该系统的振动,使得航天器星体姿态和挠性附件的振动同时得到了有效的控制.该成形控制器的设计仅需闭环系统的振动频率和阻尼.将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动控制进行了仿真研究,结果表明,方法可行有效.     

输出反馈变结构控制系统的设计

提出了一种输出反馈的变结构控制方法，使用该方法可以不通过状态反馈或状态观测器，而只用系统的输出信号来设计变结构控制系统，本文讨论了该方法适用的系统类型，输出滑平面的设计、控制策略的选择及系统的定区间的问题，并给出了相应的定理，计算机仿真结果证明了该方法的正确怀。     

飞行器纵向运动回路的变结构控制

本文以某飞行器纵向运动回路作为对象研究了非线性系统的变结构控制问题,给出了该飞行器变结构控制的切换函数和控制规律,并通过仿真验证了该方法的有效性。结果表明,飞行器适应性较强,该设计方法对高性能飞行控制系统的设计有很大实用价值。     

全滑态输出反馈变结构调节器设计

针对多变量不确定线性系统,提出了一种新型的输出反馈变结构调节器的设计方案。在所构造的变结构控制律中引入一个调节因子,实现了仅依靠输出信息构造的调节器,并在滑动超平面中加入时变衰减项,基本消除了变结构控制中的能达阶段,增强了系统的抗参数摄动和外界干扰能力。仿真算例验证了该方法的有效性。     

非线性系统控制理论与方法

对非线性系统控制理论与方法进行了综述．主要介绍了变结构控制、反馈线性化的微分几何方法、逆系统方法、直接反馈线性化等方法的基本思想和基本问题。     

广义扰动下升力反馈减摇鳍变结构控制器的设计

升力反馈减摇鳍是一种新型的减摇鳍，系统的减摇模型具有复杂的非线性。针对具有阻尼非线性和惯性非线性特性的升力反馈减摇鳍的减摇模型，将其中的非线性特性等等效为广义扰动，设计了一种简单的滑模变结构控制器-比例切换滑模控制器，在讨论了比例切换滑模控制的存在条件和比例切换滑模控制的可达性的基础上，进行了系统仿真研究。仿真结果显示该控制器对具有非线性阻尼力矩和非线性恢复力矩的船舶横摇运动具有很好的减摇效果和良好的快速性，一般变结构控制存在的抖动现象不明显。     

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%。     

A reduced-order-model-based multiple-in multiple-out gust alleviation control law design method in transonic flow

Gust alleviation is very important to a large flexible aircraft. A nonlinear low-order aerodynamic state space model is required to model the nonlinear aeroelastic responses due to gust. Based on the proper orthogonal decomposition method, a reduced order modeling of gust loads was proposed. And then the open-loop and closed-loop reduced order state space model for the transonic aeroelastic system was developed. The static output feed back control scheme was used to design a simple multiple-in multiple-out (MIMO) gust alleviation control law. The control law was demonstrated with the Goland+ wing model with four control surfaces. The simulation results of different discrete gusts show the capability and good performance of the designed MIMO controller in transonic gust alleviation.     

变化风场中直升机阵风载荷分析

为精确计算直升机阵风载荷,建立了同时考虑变化风场时间导数和空间梯度的直升机非线性动力学模型.通过质心处过载系数的时域响应仿真实现直升机阵风载荷计算分析,并与工程估算公式计算结果进行对比.由于全面考虑了直升机旋翼、尾桨、机身、垂直安定面和水平安定面等部件对阵风载荷的影响,对比结果验证了该方法在小前进比前飞时具有更高的精度.分析表明垂直方向阵风载荷对直升机结构强度影响较大,且在相同前进比时阵风载荷与阵风强度呈近似线性关系,所发展的方法能够适用于直升机在不同飞行状态和变化风场中的阵风载荷分析.     

Active vibration control of multibody system with quick startup and brake based on active damping

1 INTRODUCTIONIn micro-electronics manufacture , a lot ofequipment must move fromone position to an oth-er position,then stop and perform a task. Afterthat they will start at another position.Fromstar-tup to brake , if the vibration of system is toogreat ,the vibration range may exceedthe precisionof fixed position.In recent years , many scholars[1 10]have re-searched suppression of vibration by utilizing pie-zoelectric structure . Kaji wara et al[2]studied ac-tive control of the vibratio…     

Robust control of spacecraft variable structures during approach for docking

0　ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＴｈｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｌａｒｇｅｓｐａｃｅｃｒａｆｔｄｕｒｉｎｇａｐｐｒｏａｃｈｆｏｒｄｏｃｋｉｎｇｉｓａｋｅｙａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｉｓｓｕｅ[1].Ｔｈｅｒｅｉｓｍｕｃｈｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｂｅｔｗｅｅｎａｓｐａｃｅｃｒａｆｔｍｏｖｉｎｇｉｎａｎｏｒｂｉｔａｎｄａｓｐａｃｅｃｒａｆｔｕｎｄｅｒｇｒｏｕｎｄｔｅｓｔ,ａｎｄｉｔｉｓｉｍｐｏｓｓｉｂｌｅｔｏａｃｃｕｒａｔｅｌｙｄｅｔｅｒｍｉｎｅｉｔｓｋｉｎｅｔｉｃｍｏｄｅｌａｎｄｓｔｒｕｃｔｕｒａ…     

变结构自适应控制系统研究

为了改善控制系统瞬态性能,本文从系统稳定性原则出发,提出了多模系统的变结构自适应控制策略,这种控制方法比变结构控制或自适应控制都优越,具有两者的优点.一方面可以适应参数变化,另一方面又可以调节系统的瞬态性能,使系统具有强鲁棒性.     

改进型自适应变结构的挠性卫星姿态机动控制

针对带有输入非线性的挠性卫星的姿态机动问题,提出一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法.首先,采用拉格朗日方法建立挠性卫星的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上界的困难,又给出一种改进型自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,通过增加一负反馈项,防止了不确定界函数的参数过大而导致控制过大及系统失稳,从而使对不确定界函数的参数的估计达到更好的效果.最后,将本文提出的控制方法应用于三轴稳定挠性卫星的姿态机动控制,并进行数值仿真研究.仿真结果表明:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.     

高超声速飞行器动态输出反馈最优跟踪控制

采用非线性前馈加线性反馈控制结构,利用伴随法生成最优上升轨迹,设计输出反馈控制律与输出跟踪控制律,证明其有条件渐近稳定;实现高超声速飞行器上升段的最优跟踪控制,将系统能观测和不能观测部分分离,降低了对传感测量系统的要求.仿真结果表明,该组合方法能够实现高超声速飞行器的最大能量爬升,同时能够实现对最优上升轨迹的稳定跟踪.     

弹性飞行器运动耦合特性分析

本文由弹性飞行器纵向运动扰动方程,研究了刚体姿态运动与弹性振动的典型耦合机理及特点,给出了运动耦合的稳定准则,以及对应于非耦合系统的响应误差估计.并以实例给予了验证.     

无刷双馈风力发电系统的H∞/LTR控制

为提高变速恒频无刷双馈风力发电系统转速控制的抗干扰能力,采用H∞/LTR设计方法,对求得的H∞状态反馈增益作回路整型,并对系统的输出反馈作回路传递恢复,使H∞输出反馈控制器回复到预先设定的目标回路,从而使系统的性能满足预先设定的设计目标,以达到增强鲁棒性的目的.仿真结果表明：当有参数变化或负载扰动存在时,所设计的H∞/LTR控制器使系统具有较强的鲁棒性,对给定的期望转速输入具有良好的快速跟踪性能,可实现最大风能捕获,提高风能利用率.