基于鲁棒偏最小二乘法的涡扇发动机成本预测

采用的偏最小二乘法目的是解决数据量较小的问题,特别针对小样本数据缺失和多重共线性的问题。作者提出适用标准PLS算法,以鲁棒的协方差矩阵,用于涡扇发动机成本预测中的应用。结果表明,误差较小,能够满足实际涡扇发动机成本费用的估算。     

基于Homotopy算法发动机固定阶鲁棒控制

针对某型涡扇发动机，分析了H∞，H∞／H2和u控制存在的不足，提出了一种基于Homotopy算法发动机固定阶控制设计方法。采用规范形式控制器结构进行固定阶H∞／H2控制器设计，推导出了固定阶H∞／H2控制器存在的必要条件，使用Homotopy算法获得最优固定阶H∞／H2控制器的解。提出了将固定阶H∞／H2控制器与混合u综合相结合获得固定阶混合u控制器的策略。与全阶混合u控制器不同，固定阶混合u控制器具有结构简单，易于实现，而其鲁棒性能和鲁棒稳定性与全阶u控制器相近。使用该方法对某型涡扇发动机控制系统进行固定阶混合u控制器设计，仿真验证表明，该控制系统其性能鲁棒性满足要求。     

LQG／LTR方法在涡扇发动机控制中的应用

采用LQG／LTR多变量鲁棒控制器设计方法设计了某型航空涡扇发动机控制器；利用神经网络拟合发动机飞行条件、状态与控制器参数之间的关系,验证了控制器在全飞行包线内的性能。仿真结果表明,发动机控制系统的指令跟踪、噪声抑制、抗干扰和鲁棒性等性能良好,能满足发动机稳态控制的要求。     

航空发动机二自由度鲁棒控制LMI方法研究

为克服传统鲁棒控制器无法兼顾系统的性能和鲁棒性要求的缺陷,引入二自由度控制结构,以对使目标值跟踪特性为最优的参数和使外扰抑制特性为最优的参数分别进行整定,并使用线性矩阵不等式(Linear matrix inequality,LMI)方法对二自由度鲁棒控制器求解,克服传统Riccati方法中的种种缺陷.以某型涡扇航空发动机为对象,设计了基于LMI解法的二自由度H_∞回路成形控制器,并在构建的航空发动机数控系统实时仿真平台上进行了硬件回路仿真,结果表明所设计的控制器具有良好的跟踪和鲁棒特性,满足航空发动机控制要求.      

某涡扇发动机地面联试技术研究

某涡扇发动机采用空气起动装置进行起动，而一般的涡喷发动机则采用电机起动，为了此型机能安全，可靠性发动机飞机试验中上进行飞行试验，必须先在地面车台上进行发动机和其起动装置的联合试验，本文介绍了此涡扇发动机同其起动装置在露天标准地面试车中上进行地面联动试的试验方法，给出了此涡扇发动机和起动装置地面起动及推力瞬变性能的试验结果，并对试验和试验中出现的问题进行了简要的分析，试验表明，此涡扇发动机和其起动装     

基于核方法的航空发动机推力估计器设计

鉴于实现航空发动机的直接推力控制需要高精度及高可靠性的推力估计器,基于核方法,提出了结合全局核k-means聚类与鲁棒最小二乘支持向量回归机的推力估计器设计方案,通过核诱导的隐性映射将原始输入数据映射到特征空间,使数据样本特征信息被提取并放大,具有更好的可分性.在每个聚类内设计推力子估计器,用鲁棒代价函数代替最小二乘代价函数,增强了推力估计器的整体鲁棒性.通过对涡扇发动机的仿真试验表明,本推力估计器设计方法能够满足直接推力控制需要,与其它方法相比,在估计精度及鲁棒性上存在一定优势.     

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。     

弹用涡喷发动机鲁棒性能μ综合控制

针对某型弹用涡喷发动机，分析了具有乘性输入不确定性的被控对象中嵌入加权函数的μ鲁棒性能问题，由具有N-△结构的μ综合框架，给出了控制系统获得鲁棒性能的D-K迭代法，设计了弹用涡喷发动机鲁棒μ控制器。仿真结果表明设计的控制器在全飞行包线内不同的弹道上取得了鲁棒性能。     

涡扇发动机主轴承试验器考核试验方法

针对涡扇发动机主轴承试验器考核试验，从验证轴承的自身质量和轴承与发动机工况适应性的角度出发，以GJB 7268- 2011为指导，提出了一种基于发动机常规工况和极限工况的轴承试验器考核方法。该方法在传统试验基础上，对常规试验项目的 试验程序进行了细化，增设了短时多频次滑油中断试验、超温试验、超转试验、陀螺力矩试验及不对中试验等项目，提供了各试验 程序的编制要点和示例，并在涡扇发动机主轴承研制过程中对该方法进行了应用，结果表明：试验轴承通过了全部试验项目考核， 且成功装配发动机通过了持久试车验证。该试验方法可以基本覆盖该型涡扇发动机的使用工况边界，达到了在发动机整机装配 前考核主轴承工况适应性的目的，对涡扇发动机主轴承试验器考核的发展具有重要的工程指导意义。     

无人机用涡扇发动机高空模拟试验标准研究

针对无人机用涡扇发动机对高空模拟试验标准的需求,在现有涡扇发动机高空模拟试验标准的基础上,梳理分析了高空长航时无人机用涡扇发动机的使用特点,提出了高空长航时无人机用涡扇发动机高空模拟试验中应重点关注的特殊要求,为形成相应的高空模拟试验标准奠定了基础。     

电机位置伺服控制器的参数化设计及试验比较

为在伺服电机上实现准确的位置调节,提出了基于扩展状态观测器的鲁棒复合伺服控制和带误差积分的线性反馈控制方案,并以闭环阻尼和自然频率等作为设计参数,给出了全参数化的离散时域控制律。控制律在1台永磁同步电机上进行了试验测试。结果表明鲁棒复合控制在较大范围的位置目标和负载转矩下实现准确的点位运动,瞬态性能良好；而基于积分的线性反馈控制当目标位置或负载发生变化时伺服性能出现明显恶化,缺乏鲁棒性。     

H~∞方法在鲁棒飞控系统设计中的应用

首先介绍具有良好鲁棒稳定性和鲁棒性能的 H∞方法 ,然后综述几年来 H∞方法在鲁棒飞控系统设计中的应用研究 ,详细说明 H∞ 鲁棒飞控系统设计问题的形成和求解过程 ,并分析模型 /控制器降阶 ,结构不确定性和非结构不确定性的同时镇定 ,多模型设计等与 H∞方法相配合的设计技术的使用     

基于μ理论的飞机俯仰姿态控制

针对飞机飞行条件变化引起的模型不确定性问题,基于μ控制理论设计鲁棒的俯仰姿态控制系统.首先,根据干扰抑制原理将俯仰姿态控制系统设计转化为μ综合的一般框架,合理地选择加权函数确定广义被控对象,通过引入虚拟的不确定块将鲁棒性能问题转化为广义系统的鲁棒稳定性问题.然后,利用D-K迭代算法求解得到14阶的μ控制器,基于平衡截断...     

Friction compensation for low velocity control of hydraulic flight motion simulator: A simple adaptive robust approach

Low-velocity tracking capability is a key performance of flight motion simulator (FMS), which is mainly affected by the nonlinear friction force. Though many compensation schemes with ad hoc friction models have been proposed, this paper deals with low-velocity control without friction model, since it is easy to be implemented in practice. Firstly, a nonlinear model of the FMS middle frame, which is driven by a hydraulic rotary actuator, is built. Noting that in the low velocity region, the unmodeled friction force is mainly characterized by a changing-slowly part, thus a simple adaptive law can be employed to learn this changing-slowly part and compensate it. To guarantee the boundedness of adaptation process, a discontinuous projection is utilized and then a robust scheme is proposed. The controller achieves a prescribed output tracking transient performance and final tracking accuracy in general while obtaining asymptotic output tracking in the absence of modeling errors. In addition, a saturated projection adaptive scheme is proposed to improve the globally learning capability when the velocity becomes large, which might make the previous proposed projection-based adaptive law be unstable. Theoretical and extensive experimental results are obtained to verify the high-performance nature of the proposed adaptive robust control strategy.     

零质量射流推迟翼型失速的数值模拟

 通过在具有分离流动的翼型表面局部地引入零质量射流干扰，可以较小的能量代价实现对翼型绕流的全局性主动控制，从而达到抑制分离、推迟翼型失速的目的。本文发展了零质量射流与翼型绕流干扰的数值分析方法。在格心有限体积法的基础上，空间离散采用AUSM+up格式，时间推进运用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法，且引入了预处理方法和多重网格法等技术。以TAU0015翼型失速主动控制为算例，通过在翼型上表面前缘附近引入零质量射流控制，使翼型失速特性得到改善。将计算结果与实验结果做了比较，验证了本文发展的数值模拟方法及程序的正确性。还以NACA0015翼型为例研究了射流动量系数、射流频率、射流偏角等关键参数对失速控制效果的影响，得出一些关于如何选择控制参数的结论。     

基于鲁棒模型的航空交流感应电机预测转矩控制

航空领域对驱动电机的动态、稳态及鲁棒性能提出了更为苛刻的要求。近年来,有限集模型预测控制（FCS-MPC）以其动态响应快、稳态性能好（同开关频率下）等诸多优点成为电机驱动领域的国际研究前沿。然而,预测模型依赖于电机参数,鲁棒性差。特别地,在感应电机的FCS-MPC中,模型失配引起电磁转矩预测误差,进而降低系统性能甚至导致系统失稳。针对此问题,提出了一种基于鲁棒模型的感应电机预测转矩控制。在定子电流预测方面,在传统开环模式的基础上,建立了闭环模式的定子电流预测方程,研究了其稳定性及参数设计方法。在定子磁链矢量预测方面,在传统电压模型预测法的基础上,建立了融合电压模型及电流模型的离散混合预测模型,基于比例积分调节器调节电压模型到电流模型的平滑切换。感应电机的电磁转矩则由闭环模式预测的定子电流和定子磁链计算得到。在一台2.2 kW感应电机实验平台上对本文提出的算法进行验证,实验结果证明了该方法的有效性。     

基于神经网络的鲁棒制导律设计

 基于神经网络理论对寻的导弹鲁棒制导律进行了优化设计。建立了制导系统非线性运动学方程和鲁棒性能函数,并将鲁棒性能函数转化成了微分对策的极小极大化问题。采用伴随 BP技术,将微分对策的两点边值求解问题转化为 2个神经网络的学习问题,训练后的 2个神经网络分别作为对策双方的最优控制器在线使用,避免了直接求解复杂的鲁棒制导律问题,仿真结果表明了该方法有效性。     

广义预测自适应控制器在导弹控制系统设计中应用

将一种新的广义预测自适应控制算法应用于快速时变的导弹控制系统设计中。讨论了设计参数对控制系统性能的影响;针对自适应控制信号过大,提出了改进方案,增强了系统的鲁棒性和抗干扰能力。大量的数字仿真结果表明:运用该方案设计的导弹控制系统具有很好的跟踪性能和强的抗干扰能力;对系统阶次、参数、时延和采样周期的变化具有很强的鲁棒性;自适应算法中,对验前知识要求少,实现起来也比较简单。     

航空发动机多变量 PI 型鲁棒控制器

首先用奇异值分解法,将航空发动机不同平衡点的小偏离线性模型统一为一个具有结构参数扰动的线性模型,然后应用鲁棒H∞控制理论及PI型H∞控制设计技术,设计了PI型鲁棒串级控制器,实现了低压转速和涡轮后温度同时保持常数的双变量发动机调节方案。最后采用某型双转子涡喷发动机气动热力学非线性数字模拟器,对所设计的控制器进行了仿真评估,结果表明控制系统具有良好的动态响应及鲁棒稳定性。     

High dynamic output feedback robust control of cascaded extended state observer

High dynamic tracking performance is a key technical index of hydraulic flight motion simulator(HFMS). However, the strong nonlinearities, various model uncertainties and measurement noise in hydraulic actuation systems limit the high dynamic performance improvement. In this paper, the outer axis frame of a HFMS is taken as a case study and its nonlinear dynamic model with consideration of strong nonlinearities, matched and mismatched uncertainties is established.A novel cascaded extended state ...