基于变结构理论的高超音速飞机纵向逆飞行控制

针对高超音速飞机模型的高度非线性、强耦合、参数不确定等特点，提出了基于变结构理论的动态逆控制方法．该方法将逆控制的非线性解耦能力与变结构理论的强鲁棒性能有机结合，确保了高超音速飞机飞行的纵向稳定性，改善了其控制性能．仿真研究表明该控制方法对于高超音速飞机是可行的．     

超低空空投故障状态下模糊飞行控制

针对运输机超低空空投时的飞行安全问题,对空投时飞机的纵向姿态控制律进行研究。通过选取适当的坐标系,从牛顿矢量力学出发,推导了空投过程中货物在机舱内移动时飞机纵向运动的数学模型,分析了货物的运动方程并考虑了货物因机构故障被卡死的意外情况;并基于智能控制理论,设计了模糊控制律,对空投过程进行了无控条件和模糊控制下的仿真。仿真结果表明:该模糊控制器能够有效抑制货物出舱出现故障时对运输机姿态的影响,具有良好的控制效果。     

基于空间算子代数理论计算多体系统动力学建模

为了提高计算多体系统动力学正、反向动力学建模效率,应用空间算子代数理论,在通用计算机符号演算软件Mathematica6.0的环境下,对计算多体系统正、反向动力学进行设计与实现.广义质量是联系旋量力和旋量加速度的的重要参量,据此可形成正、反向动力学高效递推算法,用空间算子代数理论求出广义质量、正、反向动力学具有形式简洁、物理意义明确、编程效率高和直观等特征.运用VB.NET编程软件实现与Mathematica6.0软件无缝集成,对计算多体系统动力学仿真及正、反向动力学进行参数化分析与计算,给出编程实施过程及建模IDEF0方法.根据分析结果,对PUMA560机器人典型多体系统进行正、反向动力学建模,并与结果进行对比,通过算例验证结果的正确性和有效性.     

基于自适应PID技术的无尾飞机容错重构控制

无尾飞机是新型飞机的发展方向,与传统的飞机相比,其飞行控制系统更为复杂,故障出现的概率也更大,因此重构控制系统是无尾飞机安全飞行的保障.采用基于自适应PID技术的动态逆控制来研究无尾飞机的重构控制系统,并获得了相应的仿真结果,证实了基于自适应PID技术的动态逆控制对故障具有较好的重构能力,比单独使用动态逆控制更有效.     

嵌入式大气数据传感系统压力传感器设计研究

嵌入式大气数据传感(FADS)系统较之传统的大气数据系统有很大的优势,它依靠飞行器前端的压力传感器间接得到飞行大气数据.在本文中,首先简要介绍了FADS系统的压力模型;然后通过分析压力传感器几何外形设计对系统性能的影响,建立了压力传感器的动力学模型,并提出了FADS系统中的压力传感器的设计准则;最后给出了仿真结果.     

飞翼布局无人作战飞机自动着陆控制系统设计

飞翼飞机是一种先进的飞行结构.但由于气动外形的特殊,无垂直尾翼的飞翼飞机在着陆阶段,极易受到侧风的干扰,而使其偏离航线;根据飞翼飞机的气动参数,建立了飞翼飞机的非线性数学模型,设计了飞翼无人机的着陆轨迹和控制方案;针对飞翼飞机的特性,采用不同于常规飞机的控制律,设计了抗侧风自动着陆控制系统;设计的控制系统经过非线性仿真试验,结果显示,飞机抗侧风着陆性能达到了设计要求,从而验证了设计方案的可行性.     

BP网络在嵌入式大气数据传感系统中的应用

研究了BP人工神经网络在嵌入式大气数据传感系统中的应用.提出了以BP网络为基础的动、静压和修正参数的改进算法,并对其应用Matlab软件进行了验证.改进算法首先应用广义逆矩阵简化方程组,然后应用BP网络求解非线性方程.计算结果表明,改进算法在精度、可靠性等方面可以满足系统的设计要求.在实时性上由于改进算法避免了迭代运算,达到同样的精度所需要的计算时间只相当于原有算法的5%,比迭代方法具有更大实时性优势.     

基于无线局域网(WLAN)的远程控制系统

利用移动机器人对未知的人类难以到达的环境进行远程作业具有深刻的现实意义。无线局域网(WLAN)的引入,也给远程控制系统带来了新的挑战,如网络本身固有的一些特点———变时延和丢包。本文就针对这些特点,进行了详细的分析。并就时延造成的系统稳定性和动作同步问题进行了探讨,从理论上分析了一种基于事件参考的控制方法,并在基于WLAN的远程控制系统平台上实现了这种控制方法。     

硬式空中加油未对接系统建模与仿真

以硬式空中加油未对接系统为对象,考虑了加油机与伸缩管之间的相互作用,运用多体系统动力学中的牛顿-欧拉法对其进行建模。通过分析加油机与伸缩管间的运动约束,求解约束力与约束力矩,得到完整的系统模型。对所建模型进行仿真,仿真结果表明加油机的运动对伸缩管影响较大,证实了考虑管机相互作用的必要性;伸缩管的姿态运动是稳定的,但动态特性较差,并存在纵向与横侧向运动的耦合现象。     

折叠翼飞行器气动建模及变形稳定控制律设计

折叠翼飞行器是一个由机身和内外翼组成的多刚体系统,当机翼折叠时,展长、机翼面积、全机气动焦点和飞机重心都会随之改变.采用准定常假设,通过DATCOM计算了7组中间构型的气动参数,并通过Matlab曲线拟合工具对不确定的气动参数进行拟合.对折叠翼系统的仿射线性LPV模型进行了多胞形分解,并采用二次Lyapunov函数方法设计了鲁棒变增益状态反馈控制器.仿真结果表明在鲁棒变增益控制器的作用下,变体飞行器在机翼折叠过程中波动较小,且折叠结束后能够快速回到稳定状态.