特征结构配置法在无人机控制系统中的应用

特征结构配置可通过分析系统的模态,得到系统特征结构与时域响应之间的关系,设计出结构简单、鲁棒性强的控制器。应用输出反馈特征结构配置设计了无人机控制律,仿真结果表明,无人机的纵向运动和横侧向运动具有较好的飞行动态性能,实现了无人机纵向通道和横侧向通道的内部解耦。     

直接力控制的特征结构配置法

以现代控制理论和飞行力学原理为基础，针对直接力控制器设计中存在的模态耦合问题，提出一种应用状态反特征结构配置进行解耦的方法，并出相应的公式。分析表明，用此方法对系统的极点和特征向量可以进行希望的配置。并能达到设计要求，同时仿真结果说明，用状态反馈特征结构配置法设计的控制系统比用线性二次型调节器（LQR）方法设计的控制系统解耦性能好，响应速度快，并且解决了输出反馈特征结构配置不能确保闭环系统稳定的问题。     

基于混合区域极点配置的航空发动机全包线鲁棒变参数控制器设计

针对航空发动机全包线多变量鲁棒变增益控制器设计问题,提出了一种基于混合区域极点配置的鲁棒变参数控制方法。利用Jacobian方法建立多调度参数下的发动机仿射线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,用于描述发动机全包线内的非线性动态特性;针对上述LPV模型,采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计具有H∞鲁棒性能的状态反馈控制器,给出了控制系统全局稳定性的证明;并利用混合区域极点配置方法,将闭环系统极点配置到左半平面指定位置,以保证控制系统的动态特性及稳定裕度;进而引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)方程转化为有限维LMI进行控制器求解,并得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:存在复杂量测噪声干扰条件下,鲁棒变参数控制器可以实现发动机全包线内控制指令的精确跟踪,系统阶跃响应的调节时间不超过1.5s,系统无超调,对控制期望的稳态跟踪误差在0.02%以内,符合发动机控制系统技术要求。     

基于A320飞机横航向控制律架构的LQ设计

空客A320飞机横航向控制律采用特征结构配置方法计算闭环增益,实现了期望特征值的配置及横航向关键参数之间的解耦。基于A320横航向控制律架构,提出使用线性二次型(Linear Quadratic,简称LQ)方法,对闭环增益进行重新设计。首先根据期望的特征值引入关键参数的频域整形环节,而后通过调整二次型性能指标加权矩阵实现期望特征值的逼近及关键参数之间的解耦,并求得闭环反馈增益,最后在特征结构、稳定裕度和横航向解耦效果方面与空客设计结果作了对比分析。仿真结果表明,LQ设计可获得与特征结构配置设计相近的结果,即得到接近期望值的特征值,并实现关键变量的解耦,同时保证了闭环稳定裕度。     

涡扇发动机极点配置圆的多变量PI控制设计

为了实现对涡扇发动机高精准稳态控制,在静态输出反馈渐近稳定条件的基础上,考虑控制系统的鲁棒稳定裕度,推导了闭环极点配置圆的条件,提出了1种多变量控制系统闭环极点配置圆的线性矩阵不等式LMI设计方法。在双转子涡扇发动机上进行了仿真验证,双回路控制仿真表明:控制系统对于高压转子转速和涡轮落压比回路具有伺服跟踪和抗回路耦合干扰性能;单回路控制仿真表明:在不考虑执行机构动态直接进行控制器设计时,其相角裕度将减小30°左右,导致系统的动态性能和稳定性变差。     

约束输出反馈在控制律设计中的应用

本文在利用输出反馈特征结构配置设计控制律的基础上,引入约束输出反馈。在对系统动态品质影响不大的前提下,减少了控制元器件的个数,简化了控制系统的结构,增加其工作的可靠性.文中最后给出一直接升力控制律设计示例,说明了约束输出反馈的应用。     

基于输出反馈的飞控系统重构控制

针对一类线性控制系统,运用基于输出反馈的特征结构配置方法,提出了一种稳定而有效的控制系统重构方法.根据输出反馈特征值配置原理,给出了原闭环系统特征结构的确定方法和故障后系统的重构方法与步骤.通过对某飞机纵向飞行控制系统的仿真,表明所提出的方法既能保证重构后闭环系统的稳定性,又能使系统性能得到最大可能的恢复.     

基于输出反馈的飞控系数重构控制

针对一类线性控制系统,运用基于输出反馈的特征结构配置方法,提出了一种稳定而有效的控制系统重构方法,根据输出反馈特征值配置原理,给出了原不系统牲结构的确定方法和故障后系统的重构方法与步骤,通过对某飞机纵向飞行控制系统的仿真表明所提出的方法既能保证重构后闭环系统的稳定性,又性使系统性能得到最大可能的恢复。     

1 种提高落压比调节器可靠性的特征量裕度概率设计方法

针对某型航空发动机落压比调节器中的关键元件反馈拉簧在工作中多次发生断裂故障,对反馈拉簧这一反映落压比调 节器可靠性指标的薄弱环节,提出1 种特征量裕度概率设计方法,通过仿真和试验相结合的方式,得到反馈拉簧的特征参数为钩 环弯角半径R,其临界失效值的分布规律为正态分布,根据特征裕度方程的计算结果,获得反馈拉簧特征参数在可靠性指标下的优 化改进设计值为2.5 mm。经强化疲劳试验及发动机整机寿命试验验证表明：特征量裕度概率设计及其优化改进方法有效,解决了 落压比调节器可靠性裕度偏小的问题。     

结构控制设计中具有输出反馈最小范数的极点配置方法

给出了结构控制系统输出反馈极点配置的设计方法,该方法采用鲁棒性分析设计的一些基本步骤,兼顾结构控制系统的鲁棒性和计算的简便。基于鲁棒度量建立状态向量和输出向量参数之间的协调关系,利用 QR分解技术,导出鲁棒极点配置问题的增益矩阵表达式,通过分析该表达式,可以得出本文方法的鲁棒性能够得到保证。将输出反馈极点配置问题转化为非线性最小二乘问题,用 LM方法解出具有最小范数的反馈矩阵。最后将本文方法应用一个 3层结构在正弦载荷作用下的振动控制问题,证实了本文方法的性能     

多模型切换控制及其在BTT导弹设计中的应用

研究了一类可以抑制切换时刻输出跳跃的多模型切换控制器的设计问题。基于参数化特征结构配置结果及模型跟踪方法,设计了满足输出跟踪性能并使多模型系统中各闭环子系统渐近稳定的多模型切换控制律集合。充分利用参数化特征结构配置方法提供的全部自由度,协调选取各子系统控制律中的参数来抑制切换时刻的输出跳跃。将本文提出的方法应用到某型倾斜转弯导弹自动驾驶仪设计中,仿真结果表明导弹的输出过载迅速准确跟踪制导指令,并且切换抖动得到有效抑制。     

无人机着陆控制的特征结构配置方法实现

针对无人机纵向着陆系统的控制需求,采用特征结构配置方法的设计方案。阐述了全状态反馈理论基础上的特征结构配置的原理以及根据设计指标确定特征结构配置的方法,并对某型无人机纵向飞控系统动态响应进行分析,给出仿真实例。仿真结果表明,应用特征结构配置方法设计出的控制器,能够使飞机准确地跟踪期望轨迹,满足系统动态性能要求。在工程中具有一定的实用价值     

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.     

BTT导弹的抖动抑制多模型切换控制

 基于线性系统特征结构配置和模型跟踪方法,以及优化工具,提出了可以有效抑制抖动的多模型切换控制策略,并用该策略设计了 BTT导弹俯仰 /偏航通道的自动驾驶仪。在导弹的整个飞行轨道上选取了若干点,分别建立起描述 BTT导弹俯仰 /偏航运动的线性时不变数学模型。对各个线性时不变模型,分别用特征结构配置方法设计反馈控制器对系统进行镇定。为了使导弹过载跟踪制导指令,又基于模型跟踪方法设计了前馈控制器。当导弹跨越不同特征点区域时,控制器要进行切换。为了减小切换时的抖动,针对切换后的特征结构配置反馈控制器,利用优化工具合理选取其自由度。仿真结果表明,所提出的方法令导弹的输出过载准确跟踪制导指令,而且切换抖动得到有效抑制。     

A simultaneous assignment methodology of right/left eigenstructures

In the sense of eigenstructure (eigenvalues/eigenvectors) assignment, the effectiveness and disturbance suppressibility of a controller are mainly dependent on the left eigenstructure (eigenvalues/left eigenvectors) of a system. However, the disturbance decouplability is governed by the right eigenstructure (eigenvalues/right eigenvectors) of the system. In order to obtain a disturbance decouplable as well as effective and disturbance suppressible controller, a simultaneous assignment methodology of the right and left eigenstructures is proposed. The biorthogonality property between the left and right modal matrices of a system as well as the relations between the achievable right modal matrix and states selection matrices are used to develop the methodology. The proposed simultaneous eigenstructures assignment methodology guarantees that the desired eigenvalues are achieved exactly and the desired left and right eigenvectors are assigned to the best possible(achievable) sets of eigenvectors in the least square sense, respectively. An L-1011 flight control application is presented to illustrate the usefulness of the proposed methodology     

Multimodel eigenstructure assignment in flight-control design

This paper presents a control design approach based on eigenstructure assignment by dynamic feedback. The proposed method permits the designer to handle simultaneously robustness against real parameter variations (from a multimodel point of view) and the use of structured gain including, as a special case, scheduled gains. Furthermore, given a feedback gain, it is possible to re-design it by eigenstructure assignment by re-assigning its leading eigenstructure. This technique has two advantages. First, it can be viewed as an efficient controller order reduction, second, the design methodology can be initialized, for example, by H_∞- or μ-synthesis which makes it possible to combine the advantages of techniques of different natures. The proposed method alternates multimodel design and μ-analysis but apart from these natural iterations, only algebraic computation is involved.     

Analysis and tuning of a ‘Total Energy Control System’ control law using eigenstructure assignment

The Total Energy Control System (TECS) is a complete airplane longitudinal dynamics flight control concept for autopilot operational control modes and Fly-By-Wire command augmentation for civil airplanes. Unlike conventional strategies, it facilitates fully integrated control of the airplane elevator and engines. This system, which is based on simple proportional and integral control of the energy states of the airplane, is much easier to design and understand than most conventional airplane controllers.This paper describes why the high visibility of the two input, two output command augmentation structure of TECS is an improvement over current flight control system architectures. Deriving a control law for TECS is currently a heuristic process. However, there is potential for tuning to be done more systematically, and this is examined by using eigenstructure analysis and assignment. To illustrate the concepts, a linear model of the longitudinal dynamics of the Aerospace Technologies Demonstrator (ATD) airplane is used. A heuristically designed TECS controller for this model is first described. The controlled airplane is then analysed using eigenstructure analysis and the results are utilised to produce an improved TECS controller for the ATD model using eigenstructure assignment.     

抗垂风干扰直接升力控制系统设计

一、引言 在垂风干扰作用下,常规飞机往往不能保持航迹角不变,从而使得航迹变化越来越大,这在很多情况下是不符合飞机飞行要求的。而直接升力控制系统,由于实现了对应状态的解耦,在垂风干扰作用下,则可以基本保持航迹角不变。如果采用抗干扰调节器设计方法设计直接升力控制系统,则可以始终保持航迹角为0,从而保证航迹不变。本文以某型飞机为背景讨论了上述问题。采用离散域直接设计。     

武装直升机控制增稳系统的设计

用现代控制理论的方法对武装直升机进行控制增稳系统的设计。所给的状态方程为29阶,用内部平衡系统的性质来获得一个降阶模型,用特征结构配置的方法来设计一个控制器,模态解耦是通过特征向量的选型获得的。设计的结果表明,系统得到了良好的解耦效果及闭环特性,从而提高现代攻击直升机的操纵品质。