无人直升机悬停至前飞切换控制

模态切换控制是无人直升机实现全天候自主飞行的关键,实现飞行模态闯快速平稳的切换是无人直升机控制器设计的主要目的。针对无人直升机悬停至前飞过切换程时高度不能保持现象和对象无人直升机高度一航向通道之间存在耦合,提出了前飞速度和航向角速率补偿设计高度通道控制律,升降速度和总距风扇联动关系补偿设计航向通道控制律。最后通过大量仿真试验验证了此方法的可行性和有效性。     

时滞多变量过程信息融合解耦控制

针对工业过程中时滞多变量线性系统各回路问存在的强耦合问题,提出一种基于信息融合估计的解耦控制方法.通过融合主通道和相应耦合通道的期望输出软约束信息和控制能量软约束信息,估计出二次性能指标下的最优自适应解耦控制律.进一步对无限预见期望输出信息进行一步预见等效处理,获得计算更简单的近似最优解耦控制律.实例仿真结果表明了该解耦控制器具有计算量小、解耦程度可调以及控制品质好等优点.     

近空间无尾飞行器解耦与控制分配方法研究

关于飞行器稳定性优化控制问题,由于近空间无尾飞行器具有典型的通道间强耦合且多个操纵面介入单个通道控制,执行机构的复杂化和非线性导致控制系统设计实时性和响应性差,精度达不到要求。为提高姿态控制器控制精度,减小力矩分配误差,提出通过解耦控制系统和控制分配逻辑来分别解决对象的耦合和多操纵面的力矩分配问题。通过将动态逆设计方法与变结构控制理论相结合,设计了一种强鲁棒性的解耦控制律,并在加权伪逆算法的基础上,提出采用舵面偏角修正操纵面的效率矩阵,从而实现了强耦合非线性对象的高精度控制。仿真结果表明,控制器解耦效果良好且具有较强鲁棒性,控制分配算法减小了80%力矩分配误差,满足了飞行器的控制需求。     

基于LM I 的H ∞解耦及活套高度张力控制

通过对全解耦、近似解耦和能量解耦的分析并结合工程实际,提出一种基于LMI的输入输出H∞解耦控制方法.该方法综合考虑了耦合通道和控制通道的控制效果,将解耦问题视为干扰抑制和多自由度跟踪的复合控制问题.在解耦控制设计中有更多的自由度,可依工程实际要求作相应调整,获得最优的综合指标.将该解耦方法应用于热连轧高度和张力控制系统,仿真结果表明可获得良好的解耦效果和控制特性.     

超燃冲压发动机PID解耦控制设计

针对超燃冲压发动机控制通道间的强耦合性及其控制过程的快速性要求,研究设计了超燃冲压发动机分路式PID解耦控制器;该方法采用零极点配置技术,设计了稳定的前馈补偿解耦器,并利用此解耦器对超燃冲压发动机模型进行解耦;对解耦后的控制对象设计了每个控制回路的PID控制器,实现分路式控制;仿真结果表明,所设计的解耦器比静态解耦器更能有效地解决发动机耦合问题,控制器控制效果满足控制精度和快速性要求;该方法简单实用对超燃冲压发动机的控制器设计有借鉴意义。     

可逆冷带轧机速度张力系统的动态滑模解耦控制

为削弱可逆冷带轧机速度张力系统中各变量间的非线性耦合影响,本文提出了一种基于幂指数趋近律的微分几何动态滑模解耦控制方法.首先,应用微分几何理论,通过非线性状态反馈和坐标变换,实现了可逆冷带轧机速度张力非线性耦合系统的输入/输出动态解耦和线性化.其次,针对解耦后得到的各独立线性子系统,综合考虑可逆冷带轧机速度张力系统的负载扰动、参数摄动和未建模动态等不确定部分的影响,基于幂指数趋近律设计了动态滑模控制器.理论分析表明,所提出的控制方法能够保证闭环系统渐近稳定,并能有效削弱系统抖振.最后,对某1422mm可逆冷带轧机速度张力非线性耦合系统进行仿真,并同其他解耦控制方法相比较,结果验证了所提出方法的有效性.     

基于模糊PID的直升机模型飞行姿态控制

针对微型无人直升机具有非线性、多变量耦合等特性,利用模糊组合PID控制方法研究直升机模型飞行控制系统的姿态控制问题。首先以三自由度直升机模型为控制对象,建立动力学方程。然后对PID控制方法采用模糊控制算法进行改进。为使直升机模型能够平稳飞行,且具有较强的鲁棒性,基于解耦的直升机模型分别设计模糊-PID阈值切换和加权控制方法,对直升机模型的俯仰轴和横侧轴进行控制。最后将所提出的控制方法应用于直升机模型本体实现姿态优化,实时仿真效果说明所设计方法的可行性和有效性。     

基于LQR的无人直升机姿态控制器设计

无人直升机控制系统是一个易受环境干扰的、各通道相互耦合的非线性系统.为了实现无人直升机能在不同环境下自主飞行,需要设计抗干扰能力强的控制器;采用系统辨识的方法得到直升机横向通道和纵向通道姿态环路的线性系统模型;根据线性最优二次型理论,对直升机横向通道和纵向通道的姿态环路设计了LQR最优控制器,使用MATIAB仿真选取最优控制器参数后,在ALIGN 700N直升机上进行了实际飞行试验,仿真和飞行试验表明,采用LQR控制技术设计的无人直升机姿态控制器具有较强的鲁棒性和实用性.     

车载惯性稳定平台的神经网络滑模控制

三轴车载惯性稳定平台为复杂的MIMO非线性系统,针对其在不确定扰动下的伺服控制问题,本文设计了一种神经网络反演滑模控制器(NNBSMC).首先,选用反演法对其解耦,同时引入滑模控制律增加系统的抗干扰性;其次针对框架间的非线性摩擦力与系统耦合选用RBF神经网络作为扰动估计器,以便实时估计与补偿;然后采用前向增稳通道应对建...     

考虑参数优化的BTT导弹三维非线性制导律

针对BTT（bank-to-turn）导弹制导过程中的通道耦合问题,设计了一种考虑制导参数优化的新型的三维非线性制导律.首先,采用旋量描述方法构建弹目视线方位模型,采用矢量描述方法构建弹目视线角速度模型,从而得到了导弹制导的三维非线性模型;然后,将制导律分为制导控制项和耦合补偿项.基于制导控制项最优设计相应的目标函数.同时,在不损失制导信息的情况下,将制导模型转化为线性形式;最后,分别针对无终端约束和有终端约束情况,基于二次型最优方法得到了三维制导律.该制导律既解决了通道解耦,其制导参数又满足一定物理意义下的最优性.仿真结果验证了本文所设计制导律的有效性.     

解析解耦设计在变风量空调系统中的应用

研究空调优化控制问题,变风量空调(VAV)具有多变量、强耦合和非线性系统.变量之间的耦合会直接影响空调系统的性能指标和稳定性.针对变风量空调系统进行建模,模型为三输入三输出的传递函数矩阵.在内模控制系统结构基础上,运用解耦控制的解析设计方法来设计解耦控制器.解耦设计方法可以达到标称系统变量间完全解耦,并且参数可以在线调整,使输出能够紧密跟随系统的动态变化.仿真结果表明,解耦控制器的设计提高了性能,应用效果较好.     

直升机抗扰控制律设计及仿真

对直升机外挂部件的扰动机理进行分析,建立扰动条件下的直升机状态方程;利用傅里叶变换对直升机的稳态干扰响应进行重构,构造补偿信号;采用前馈控制方案,针对外挂部件不同转速和工作模式设计扰动控制律,抑制干扰影响;利用径向基神经网络实现全包线范围的抗扰控制律设计;仿真结果表明,采用上述的控制方案,可以取得满意的扰动抑制效果,表明了该方法的可行性和有效性。     

多变量系统的广义预测控制解耦设计

针对在系统关联严重的情况下,通过选择合适的权矩阵,预测控制可以实现间接解耦控制,但是系统的跟踪性能将大大降低的问题,提出了一种带设定值观测器的多变量广叉预测解耦控制算法,结合前馈解耦控制策略与广义预测控制律,将其他通道对当前通道的影响作为扰动,从而实现近似解耦.在目标函数中用控制量的增量代替控制量,使控制增量变化不至于...     

基于LQR的直升机悬停控制律设计与仿真

建立了某型直升机数学模型,并将该模型分解为纵向模型和横侧向模型两部分,提出了悬停控制律应该达到的稳态指标;以该型直升机为被控对象,采用输出反馈线性二次型调节器(LQR)技术设计了由纵向控制律和横侧向控制律组成的悬停控制律,使得直升机能取得满意的悬停性能指标;以该型直升机模型、执行器模型以及设计的悬停控制器构成全数字闭环仿真系统进行控制律仿真验证;仿真结果表明,文中设计的悬停控制律正确有效,能够较好地实现直升机的悬停功能,另外,由于该悬停控制律是基于输出反馈的,在工程上也比较容易实现。     

H∞回路成形法设计直升机飞控系统

直升机飞控系统幅频特性应低频高增益,高频低增益,尽可能提高带宽,以适应全包线机动飞行,优良动态跟踪及通道解耦等要求.用回路成形法结合经典控制理论,通过选取恰当的权阵和,而后用优化得到控制器,给出了直升机飞控系统内回路工程设计的具体策略.并指出了回路成形设计中的抗积分卷绕实施途径.对所给出的设计策略的有效性均辅以仿真验证.在成功的内回路设计基础上,可简便地单独设计外回路各通道.     

直升机飞行控制系统横侧向增稳控制律设计

基于直升机控制系统品质要求和可测状态的实际约束,采用参数空间映射方法确定系统增稳控制参数的可用集合,由此设计调参控制律,可以保证直升机动态品质在包线内满足指标要求.仿真结果表明,文章提出的控制律参数设计方法可行且有效.     

基于分散鲁棒控制策略的冷连轧板形板厚多变量系统研究

在冷连轧生产中,通过弯辊来控制板形质量时,在一定程度上会对出口板厚造成影响;而通过调节辊缝来达到控制板厚质量时又会影响板形,这是一个耦合的双入双出过程.针对板形板厚多变量耦合系统,提出一种分散鲁棒控制策略,充分发挥鲁棒控制器的抗干扰性能,将耦合通道人为看作扰动后,针对独立通道分别设计鲁棒控制器,从而在保证各控制通道鲁棒性的同时实现了解耦.仿真实验结果表明了该设计的有效性.     

遥控模型直升机分通道模型辨识方法研究

设计了嵌入式控制系统,研究了小型遥控直升飞机在悬停状态的模型辨识方法.按照遥控直升机的4个控制输入(纵向周期变距、横向周期变距、总距、以及尾距),直升机的运动可分解为俯仰、倾斜、升降和航向4个通道,分别采用分通道飞行实验数据,通过Matlab辨识工具,得到了遥控直升机在悬停状态下各通道的单榆入单输出控制模型.飞行实验数据的验证结果表明,分通道数学模型可以很好地反映相应通道的动态特性,对实现遥控直升机自动驾驶控制具有重要的应用价值.     

基于鲁棒自适应的无人直升机悬停控制

小型无人直升机凭借良好的机动特性,在军事和民用方面有着广泛的用途。针对小型无人直升机悬停模型,考虑模型参数不确定对无人机控制的影响,提出一种鲁棒自适应控制律,实现无人机控制系统对不确定扰动的抑制。首先,基于无人直升机线性化悬停模型设计滑模面,并结合标称系统控制的反馈增益,获得滑模面的设计参数;在此基础上,利用传统滑模趋近律设计方法设计控制器;为改善系统控制性能,设计基于自适应增益的趋近律,实现系统鲁棒自适应控制。其次,利用Lyapunov稳定理论对所设计的鲁棒自适应控制策略的稳定性进行分析说明。最后,通过与基于指数趋近律以及变速趋近律的两种滑模控制方法仿真对比,验证了所设计的控制方法的有效性和优越性。     

卫星制导炸弹模型参考变结构控制器设计

为减小卫星制导炸弹各通道间的耦合影响,提出了机弹分离后快速单通道滚转控制至滚转稳定再介入俯仰、偏航控制的控制策略,建立了各通道的飞行控制模型.针对炸弹大空域参数时变特点,给出了一种模型参考变结构控制的方法来适应参数大范围的变化,提高了控制精度.对某型号卫星制导炸弹,分别设计了滚转、俯仰、偏航通道的变结构控制律.然后进行了六自由度弹体仿真.仿真结果表明,控制方案能有效地解决卫星制导炸弹通道间的耦合现象,增强了控制系统的适应性与鲁棒性.