硬式加油伸缩杆非线性解耦控制仿真研究

多输入/输出、耦合、非线性硬式空中加油伸缩杆解耦控制是加油控制系统设计的关键。当系统满足一定条件时,采用逆系统方法将原系统等效为线性系统,并在此基础上对解耦系统进行PI控制,以实现满意的控制效果。通过MATLAB/SIMULINK建立了伸缩杆模型并设计了解耦控制器,仿真结果表明该解耦方法很好地消除了系统间的耦合作用,能够满足工程设计的需要。     

四水箱控制系统的建模与解耦分析

控制系统的输入输出间的耦合严重影响控制效果,实现解耦成为控制研究的重要课题。四水箱液位控制系统是多输入多输出的非线性时变耦合系统,如何实现输入输出间解耦,对研究复杂过程控制具有指导意义。基于这种情况应用机理分析法建立四水箱液位控制系统的数学模型,并运用矩阵分析理论分析该系统的稳定性、能控性和能观测性,利用状态反馈对系统进行解耦,实现四水箱解耦控制系统。     

总体最小二乘法在NGMIMU静态解耦中的应用

无陀螺惯导系统的线性耦合是一种严重影响测量精度的系统误差。根据无陀螺惯导系统的耦合特性和总体最小二乘法 (TLS)的性质提出了一种全新的线性解耦算法 ,该算法在解算耦合系数时同时考虑了加速度计的输出误差和标定信号的输入误差 ,得到耦合系数的TLS解对输入值和输出值同时具有范数最小 ,然后用求得的耦合系数对加速度计输出进行重构 ,从而实现解耦。仿真结果表明经该算法解耦后的角速度测量值解耦误差率在 8%以下 ,解耦效果较好 ,验证了该算法的有效性。     

基于系统跟踪性能要求的QFT设计

引言 定量反馈理论(Quantitative Feedback Theory,QFT)是20世纪提出的一种频率域鲁棒控制方法,它借助于Nichols图进行设计,简单直观.QFT可以用于处理带有很大不确定性线性时变单输入单输出(SISO)和单输入多输出(SIMO)系统、非线性时不变SISO和多输入多输出(MIMO)系统以及时变系统的鲁棒设计.近年来关于QFT应用和研究的文章在ACC和CDC会议上都不断出现,特别是应用在飞行控制领域的文章占很大比重.     

硬式空中加油装置运动建模与仿真研究

针对由加油机和硬式加油伸缩管构成的硬式空中加油多体动力学系统,在已有的加油机运动仿真模型的基础上,考虑加油机的尾流场扰动作用,采用基于拉格朗日方程的速度传递矩阵法,建立了系统运动仿真模型。通过运动仿真,对伸缩管的动态特性和系统的紊流扰动响应特性进行了研究。仿真结果表明,硬管的动态响应特性较差、阻尼偏小,且俯仰运动与偏航运动耦合,需控制系统予以改善并实现解耦操纵;轻微的紊流对硬管的姿态具有较明显的扰动作用,通过稳定加油机的航迹,能够显著改善硬式加油装置的抗紊流特性。     

双级气流场压力解耦控制研究

针对温度、压力、湿度多参数复合计量检定装置中双温双压法湿度发生的上级饱和气体压力和下级实验舱气体压力控制具有强耦合关系,提出了一种基于对角矩阵的双极气流场解耦方法。该方法利用理想气体状态方程和调节阀流量特性建立双输入双输出气流场控制模型,运用对角矩阵法将原系统变为两个独立的单输入单输出控制系统,消除两者之间的耦合关系。实验结果表明:该方法取得了很好的效果,饱和器和实验舱的压力控制稳态精度都得到大幅度提高。     

基于自适应神经网络的非线性飞行控制

结合反馈线性化和神经网络提出了一种新的飞行控制系统设计方法,通过反馈线性化将非线性耦合系统等效转换为线性解耦系统,利用具有在线学习能力的神经网络补偿反馈线性化的误差,建立了基于自适应神经网络的控制结构,并利用李亚普诺夫函数导出了网络权值的自适应调整规则。在巡航弹地形跟踪应用中的结果表明,该控制系统不仅具有精确的跟踪性能而且具有良好的鲁棒性。     

硬式空中加油装置动力学建模与仿真

以硬式空中加油装置为对象,结合动量矩定理研究了能够反映硬式空中加油装置"伸缩管-加油机"之间的动力学关系,建立质心质量变化的伸缩管数学模型,并对其进行了仿真分析。仿真结果表明,建立的动力学模型能够描述伸缩管自身的耦合特性、内管伸缩对系统的影响,以及伸缩管和加油机之间的相互作用。     

基于控制力矩陀螺的BTT飞行器协调转弯控制

针对倾斜转弯(BTT)飞行器进行横向机动时会产生侧滑角的问题,提出一种考虑通道耦合因素的协调转弯控制方法。采用了一种基于单框控制力矩陀螺(SGCMG)的侧滑角抑制执行机构来替代方向舵、矢量推力发动机等传统执行机构。建立了加装控制力矩陀螺的BTT飞行器横向机动时的多变量强耦合非线性倾斜转弯动力学模型。根据BTT飞行器横向机动时的协调转弯要求,设计了一种基于非线性反馈和线性二次型最优算法的解耦综合控制器。计算结果表明:协调转弯控制系统可实现滚转角指令的良好跟踪和侧滑角的有效抑制。     

直升机桨叶载荷校准试验的解耦实践

本文围绕直升机桨叶载荷校准试验中出现的摆-挥、挥-摆耦合问题,阐释了一种快速、高效的摆-挥、挥-摆解耦方法。该方法通过建立摆振方向加载角度与挥舞电桥输出电压之间线性拟合关系实现摆-挥解耦,并通过计算挥-摆耦合系数,估算、调整摆振单片位置实现挥-摆解耦。最后,本文以某型直升机桨叶载荷校准试验的解耦结果、校准曲线和载荷方程,验证了该解耦方法的正确性和有效性。     

非线性反馈线性化方法在飞控系统中的应用

应用非线性反馈精确线性化方法进行了飞机自动着陆系统设计。首先,用非线性微分方程组表示的飞机纵向控制系统,在经过输入输出反馈线性化以后,可等效为线性系数;然后,用线性的ＰＩＤ控制方法对变换后的线性系统进行了设计;最后,考虑风的干扰,对所设计的飞机自动着陆控制系统进行了数字仿真。仿真结果表明,用反馈线性化方法设计的飞控系统具有良好的性能。     

BTT导弹机动飞行非线性解耦控制

使用微分几何控制理论研究了 BTT导弹在倾斜转弯时的非线性解耦控制问题。首先给出了非线性系统实现解耦的充要条件 ,然后推导了 BTT导弹在倾斜转弯时的非线性解耦控制律 ,最后利用所推导的控制律对某型 BTT导弹进行了仿真研究。仿真结果表明 :所设计的非线性解耦控制律能很好地抑制导弹在倾斜转弯时的纵侧耦合 ,同时导弹的纵向过载及滚转角能很好地跟踪参考输入指令。     

Nonlinear autopilot for high maneuverability of bank-to-turnmissiles

This paper presents a novel approach to autopilot design for highly maneuvering bank-to-turn (BTT) missiles. In the design and performance analysis of the proposed nonlinear autopilot, all nonlinearities of missile dynamics including the coupling between roll, yaw, and pitch channels as well as the asymmetric structure of missile body are taken into full account. It is shown that through a kind of feedback linearization technique along with a singular perturbation-like technique, the input/output (I/O) dynamic characteristics of pitch, yaw, and roll channels are made linear, decoupled, and independent of flight conditions such as air density and missile velocity. In particular, the proposed autopilot controllers can provide excellent set-point tracking performance for roll and pitch channels while keeping the side-slip angle negligible. The generality and practicality of our approach are demonstrated through mathematical analysis and various simulation results using an ILAAT missile     

基于多指标非线性控制的永磁同步电动机转速控制

应用精确线性化方法研究了永磁同步电动机的非线性控制问题.根据精确线性化理论,设计了永磁同步电动机状态反馈线性化控制器和相对阶为1的多指标输入输出反馈线性化控制器.多指标非线性控制器选择全状态量线性组合形式为输出函数,根据系统特征根配置方法,整定了输出函数中各状态量的反馈系数.比较2种控制器仿真结果发现,多指标非线性控制器可以实现对电动机转速的有效控制,且控制器结构简单,设计方便,动静态性能良好.     

Nonlinear control and stability analysis of spacecraft attitude recovery

The problem of automated attitude recovery of rigid and flexible spacecraft is investigated using feedback linearization control and a novel approach for generating the control error signal based on quaternion addition. The attitude and flexible dynamics equations for a class of spacecraft is presented. The resulting nonlinear and coupled equations of the system are implemented into a high-fidelity user-friendly simulation environment. The simulator is used for the investigation of attitude recovery of flexible spacecraft using the feedback linearization approach. Since the flexible spacecraft is underactuated, the input-output linearization technique was specifically used to break up the system into two distinct parts, namely 1) an external linearizable system for which a linear controller can be easily implemented, and 2) an internal nonlinear unobservable system for which the associated zero dynamics is shown to be asymptotically stable for two representative cases. The overall closed-loop stability of the flexible spacecraft is analyzed rigorously and shown to be asymptotically stable using Lyapunov's method     

New nonlinear control algorithms for multiple robot arms

Multiple coordinated robot arms are modeled by considering the arms as closed kinematic chains and as a force-constrained mechanical system working on the same object simultaneously. In both formulations, a novel dynamic control method is discussed. It is based on feedback linearization and simultaneous output decoupling technique. By applying a nonlinear feedback and a nonlinear coordinate transformation, the complicated model of the multiple robot arms in either formulation is converted into a linear and output decoupled system. The linear system control theory and optimal control theory are used to design robust controllers in the task space. The first formulation has the advantage of automatically handling the coordination and load distribution among the robot arms. In the second formulation, it was found that by choosing a general output equation it became possible simultaneously to superimpose the position and velocity error feedback with the force-torque error feedback in the task space     

带输入饱和的直升机信息融合解耦控制算法

针对带输入饱和的直升机解耦控制问题,提出了一种改进的信息融合解耦控制算法,通过融合主通道和相应耦合通道期望输出和控制能量的软约束信息,以及系统状态方程和输出方程的硬约束信息,获得二次型性能指标下解耦控制律的最优估计,使直升机的内回路控制具有良好的动态特性和解耦性能。通过控制能量软约束信息的自适应调节,使求取的控制量满足输入饱和限制要求,避免了因输入饱和导致的解耦性能变差和驱动器过载问题。提出的信息融合控制算法基于被控对象的离散模型实现,容易应用于工程实际中。仿真结果表明了该算法的有效性。     

基于精确反馈线性化控制的永磁同步电机低速运行特性研究

针对永磁同步电机(PMSM)低速运行时的速度跟踪精度差,使用输入输出精确反馈线性化控制,以探索高精度的PMSM低速运行控制特性。为了获取更好的精确控制性能,首先采用微分同胚变换和反馈线性化理论得到PMSM的输入输出精确反馈线性化的解耦模型,然后基于其解耦模型,实现了PMSM低速运行时的精确控制。仿真和试验结果表明:该方法能够快速跟踪负载转矩和指令速度,具有过冲小、静态误差小、鲁棒性强、控制精确性高等优点。     

Feedback linearization and solar pressure satellite attitudecontrol

The question of large angle pitch attitude maneuver of satellites using solar radiation pressure is considered. For pitch axis maneuver, two highly reflective control surfaces are used to generate radiation moment. Based on dynamic feedback linearization, a nonlinear control law is derived for large pitch attitude control. In the closed-loop system, the response characteristics of the pitch angle are governed by a fourth-order linear differential equation. Robustness of control system is obtained by the integral error feedback. Simulation results are presented to show that in the closed-loop system, attitude control of the satellite is accomplished in spite of the parameter uncertainty in the system