运输机超低空空投抗侧风控制器设计

为使运输机能在较强侧风下仍能完成空投任务,需设计抗侧风控制器减缓其对空投过程的影响。分别设计了经典的PD控制器和离散论域的模糊控制器。仿真结果表明,两者均能有效抑制侧风干扰。与PD控制器相比,模糊控制器具有更高的控制精度和较强的鲁棒性。     

基于动态逆的超低空空投抗侧风控制器设计

为了使运输机在有侧风情况下仍能顺利完成空投,需要设计抗侧风控制器来抑制侧风对空投过程的影响.根据运输机的横侧向非线性数学模型,分别设计了基于侧航法的PID控制器和基于最优调节器的动态逆控制器.仿真结果表明,两者均能有效抑制侧风的影响,但与PID控制器相比,基于最优调节器的动态逆方法的控制器能减小滚转角幅值,具有更理想的控制效果.     

基于L_1自适应方法的无人机纵向阻尼控制器设计

针对无人机模型不确定性和非线性干扰因素对飞行控制性能的影响,采用一种新型的L_1自适应控制方法进行纵向阻尼控制。首先根据无人机的纵向气动特性,建立了包含模型不确定性和干扰的俯仰角速率非线性动力学模型,然后根据L_1自适应控制理论设计自适应律和带宽合适的低通滤波器,最后对所设计的控制系统进行了仿真验证。结果表明:在系统不确定性和高频干扰的情况下,所设计的控制系统能在保证系统快速性的同时,对外界不确定性和干扰具有较强的鲁棒自适应性,可使跟踪误差快速收敛且瞬态性能优异。     

运输机超低空重装空投抗侧风三维非线性控制律设计

针对大型运输机侧风环境下超低空空投重型货物的瞬间受到三维突变和不确定干扰问题,提出一种基于四级复合控制的运输机三维控制律设计方法。在考虑侧风和地效不确定因素的基础上,建立了空投过程的不确定突变模型;为了保证飞行安全,采用四级复合方法设计了三维控制律:先逐层设计位置回路的虚拟指令,使位置、航迹和姿态的偏差向内逐层传递,再设计舵面和油门控制量消除位置和空速回路的偏差。在弱不确定性条件下,证明了控制系统的闭环稳定性。仿真结果表明,所提控制律可保证运输机侧风环境下超低空重装空投的安全性。     

侧向自动着舰引导控制L1自适应设计

针对具有不确定性及外部干扰的着舰轨迹精确跟踪控制问题,提出了一种对侧向自动着舰引导控制内外回路进行综合化设计的方法.使用特征结构配置实现侧向模态解耦跟踪控制,同时设计L1自适应控制器以补偿系统由于不确定性、舵面故障、舰尾流干扰带来的不利影响,将其应用到侧向自动着舰控制系统.仿真结果表明,对内外回路进行综合设计的着舰引导控制律具有抑制不确定性及干扰的能力,能够实现对侧向自动着舰轨迹的精确跟踪控制.     

地面效应下飞机空投阵风减缓LQR控制

针对运输机在超低空空投过程中容易受到大气环境干扰的问题,研究了在地面效应影响下对运输机超低空空投的建模改进,建立了基于小扰动运动模型的纵向状态空间方程。在此基础上,应用LQR控制方法结合遗传算法优化设计了干扰抑制控制器,使得空投过程具有良好的稳定性和操纵性。结果表明,遗传算法优化的LQR控制方法能够有效抑制阵风对运输机超低空空投过程的干扰,使飞控系统具有更好的稳定性。     

风扰下的四旋翼无人机LADRC控制律设计

针对四旋翼无人机易受侧风干扰、影响控制效果的问题,提出了一种基于线性自抗扰的控制方法。首先分析了四旋翼无人机姿态模型,建立了四种风组合的模拟侧风模型;其次建立了二阶LADRC闭环控制回路,设计反馈控制律实现姿态控制,并分析证明了闭环系统有界稳定。仿真验证结果表明,侧风干扰下,LADRC控制器能对总扰动进行很好的估计和补偿,从而保证了系统的抗干扰性。     

超低空空投参数自适应反步控制

为解决超低空空投过程中重型货物舱内移动及出舱阶段给载机的姿态和高度稳定带来威胁这一问题,采用带有参数自适应的反步控制方法设计了飞机纵向控制器。将空投过程中模型的不确定性、强扰动以及控制输入增益转化为待估计参数矩阵,并采用参数自适应更新率对参数矩阵进行估计,结合外环PID高度控制器完成了整个飞控系统的设计。仿真结果验证了控制器的强鲁棒性。     

一种基于串级线性自抗扰控制的四旋翼无人机控制方法

提出了一种基于串级线性自抗扰控制器的四旋翼无人机控制方法。根据建立的紊流模型形成了干扰风,在干扰风的环境下建立了四旋翼的运动学模型,并设计了一个串级的线性自抗扰控制器,其中外环采用位置控制,内环采用姿态控制。对比了该控制器与非线性自抗扰控制器和经典PID控制器在无风干扰和有风干扰下无人机的定点悬停的性能。仿真试验结果表明,无论是在无风干扰下还是在有风干扰下,该控制器的性能均好于非线性自抗扰控制器和PID控制器,具有较好的鲁棒性,能够运用到各种类型的旋翼无人机的工程控制中。     

不确定航空发动机分布式控制系统自适应滑模控制

针对存在参数摄动、外部干扰的航空发动机不确定性分布式控制系统，在系统具有时变输入时延和干扰上界未知的情况下，设计了具有鲁棒性能的自适应滑模控制器。基于预测控制和矩阵奇异值理论，对初始的发动机离散分布式模型进行等效线性变换，得到不显含时延项的规范形系统模型，便于进行滑模面参数的求解；在给定的H∞指标下，推导了滑模运动在非匹配不确定性作用下渐进稳定的充分条件，给出了线性矩阵不等式(LMI)形式的滑模面参数设计方法；最后，设计对干扰具有估计功能的自适应率，在此基础上提出自适应滑模控制器。仿真结果表明:所设计的控制器能够有效降低外部干扰对系统动态性能的影响，在所考虑的不确定性因素作用下，系统的滑模运动具有理想的H∞性能。当外部干扰强度变化时，控制器的鲁棒性较好，状态收敛时间小于0.8s，且不存在抖振。      

运输机空投控制器设计(英文)

重物空投过程中,飞行器各飞行参数随着货物舱内移动发生连续的变化,当货物投放瞬间则发生突变。随着空投货物重量的增加,这一过程将严重恶化飞行器飞行品质和操控特性。本文在简化的空投飞行方程基础上,研究反演和切换控制方法以解决这一过程中的飞行状态保持和扰动抑制(包括大范围飞行状态,飞行员操纵误差和系统量测延迟等)问题,所得控制策略也可用于驾驶员空投操纵的指令参考。利用反演理论,推导了自适应控制器以稳定运输机飞行状态,并提出了协调的切换控制方法解决飞机在货物离机过程中出现的状态跳变问题。仿真结果表明所提控制方法在不仅能有效保持系统状态,并能在较大飞行范围内具有较好的鲁棒性。     

直升机重装空投状态下的动态特性

为了研究直升机在重装空投过程中货物的运动对直升机姿态角的影响,首先建立了直升机CH-53D的动力学模型,并通过模型仿真结果和直升机飞行实验数据的对比验证了的直升机动力学模型的合理性。然后在直升机动力学模型的基础上,采用分离法建立了直升机重装空投两个阶段的动力学模型,并进行了直升机在悬停和前飞两种空投状态下的配平仿真。结果表明:相较于悬停状态空投,前飞状态空投具有更好姿态保持能力,主要表现在前飞状态下空投只会对直升机的纵向姿态角产生影响,而在悬停状态下空投对直升机的纵横向姿态角都会产生较大的影响。      

Parachute dynamics and perturbation analysis of precision airdrop system

To analyze the parachute dynamics and stability characteristics of precision airdrop system,the fluid–structure interaction(FSI) dynamics coupling with the flight trajectory of a parachute–payload system is comprehensively predicted by numerical methods.The inflation behavior of a disk-gap-band parachute is specifically investigated using the arbitrary Lagrangian–Euler(ALE) penalty coupling method.With the available aerodynamic data obtained from the FSI simulation,a nine-degree-of-freedom(9DOF) dynamic model of a parachute–payload system is built and solved to simulate the descent trajectory of the multi-body dynamic system.Finally,a linear five-degree-of-freedom(5DOF) dynamic model is developed,the perturbation characteristics and the motion laws of the parachute and payload under a wind gust are analyzed by the linearization method and verified by a comparison with flight test data.The results of airdrop test demonstrate that our method can be further applied to the guidance and control of precision airdrop systems.     

Variational method based robust adaptive control for a guided spinning rocket

In this paper, a robust adaptive controller is designed for a guided spinning rocket, whose dynamics presents the characteristics of pitch-yaw cross coupling, fast time-varying aerodynamics parameters and wide flight envelop. First, a coupled nonlinear six-degree-of-freedom equation of motion for a guided spinning rocket is developed, and the lateral acceleration motion is modeled as a control plant with time-varying matched uncertainties and unmodeled dynamics. Then, a robust adaptive control method is proposed by combining Bregman divergence and variational method to achieve fast adaption and maintain bounded tracking. The stability of the resulting closed-loop system is proved, and the ultimate bound and convergence rate are also analyzed. Finally, numerical simulations are performed for a single operating point and the whole flight trajectory to show the robustness and adaptability of the proposed method with respect to time-varying uncertainties and unmodeled dynamics.     

先进重构飞行控制技术和方法研究

重构飞行控制技术本质上是一种容错飞行控制技术，它使飞控系统具有适应未知故障和损伤的能力，从而可以有效地提高安全性和任务效能。先进重构飞行控制技术在原有的基础上更加强调自适应的能力，而不再依赖故障诊断和隔离（FDI）系统，因而促进了鲁棒控制、智能控制和逢适应控制技术在该领域的交叉和融合。首先回顾了重构飞行控制技术的发展现状，然后给出了几种先进重构控制方法，并总结了先进重构飞行控制技术的主要技术优势，最后展望了它的发展趋势和应用前景。     

Airdrop ballistic winds operationally capable lidar

The Airdrop Ballistic Winds (ABW) team at Wright-Patterson AFB, Ohio, conducted flight tests of its 2 μm laser radar (lidar). This system, called the Operationally Capable Lidar (OCL), was installed in a modified C-130 fuel pod. The OCL was designed to: (1) provide real-time, 3-D maps of wind fields between the aircraft and the ground; and (2) significantly improve airdrop accuracy from high altitudes. This paper briefly describes the OCL, the Precision Airdrop simulation (PADS) tool, and flight test activities, including the Precision Airdrop Integrated Demonstration     

基于相似理论的航空发动机转速自适应PID控制

根据航空发动机在相似坐标系中特性不变的特点，提出一种基于相似理论的航空发动机转速自适应PID控制。该方案采用衰减曲线法进行换算PID参数整定，获得自适应调节律。仿真结果表明控制器具有良好的动静态性能，自适应性和鲁俸性。所得参数变化规律对数控系统全包线内PID控制器的参数选择具有一定的指导意义。     

应用保护映射理论的高超声速飞行器自适应控制律设计

针对高超声速飞行器包线范围广、参数变化大的控制需求,应用保护映射理论提出一种高超声速飞行器的自适应控制律设计方法。首先建立整个飞行包线内的线性变参数(LPV)模型,在参数变化边界点设计一个初始的控制结构和参数,然后基于保护映射理论分析初始控制结构使闭环系统稳定的参数范围,通过迭代自动获取整个包线内满足性能指标的控制参数,进而通过多项式拟合设计出高超声速飞行器自适应控制律。所提出的方法能够根据初始控制结构自动寻找一系列满足性能要求的控制器参数,并确定这些控制参数满足闭环系统稳定的设计范围。仿真结果表明,所设计的自适应控制律能够确保高超声速飞行器大包线的设计要求,实现闭环系统的鲁棒稳定。     

翼伞空投系统的动力学建模与飞行控制仿真

针对翼伞系统设计及翼伞归航方案的研究需求,提出翼伞系统动力学建模与仿真分析方法,利用动力学仿真软件ADAMS对翼伞空投系统飞行动力学过程进行了计算.针对翼伞系统精确空投任务,利用分段归航方法规划翼伞系统飞行轨迹并搭建PID控制系统对翼伞系统的飞行轨迹进行控制.结果表明:翼伞系统受到单侧下偏操纵时,影响的是翼伞系统的转弯性能,翼伞的飞行轨迹为螺旋形曲线,并且翼伞系统在下降过程中,其转弯半径保持不变,分段归航方法简单,易于实现,满足翼伞归航对落点精度的要求.     

基于神经网络的自动着陆飞行鲁棒自适应逆控制

针对飞机自动着陆飞行提出了基于神经网络的鲁棒自适应非线性动态逆控制器设计方案。首先采用非线性动态逆方法设计着陆飞行的基本控制律,再利用多层感知器神经网络设计适当的权值调整规则使其能够自适应地逼近和补偿逆误差。仿真结果表明,所设计的飞行控制系统是有效的,系统能够克服动态逆误差对着陆飞行控制带来的不利影响。