基于闭环准则的LQG/LTR飞行控制律优化设计

针对LQG/LTR飞行控制律设计中加权矩阵的选取问题,提出了一种基于闭环准则的LQG/LTR飞行控制律优化设计方法。以俯仰姿态控制律优化设计为例,首先基于闭环准则选取了满足一级飞行品质要求的参考模型,并基于该参考模型使用粒子群优化算法优化得到了两个加权矩阵,从而得到了卡尔曼滤波器和相应的目标反馈回路。进而借鉴飞机等效系统拟配的方法,优化得到了另两个加权矩阵,从而得到了LQG最优控制器,完成了回路传递恢复的优化设计。仿真结果表明,通过该方法能够快速自动地选取合适的加权矩阵,使得优化设计的LQG/LTR飞行控制律较好地满足了俯仰姿态控制的要求。     

航空发动机非完全恢复的LQG/LTR控制系统设计

为解决常规LQG/LTR控制器中存在的参数值过大问题, 提出了非完全恢复的LQG/LTR设计方法, 并从控制系统中零极点关系的角度, 阐述了该设计方法降低控制器参数数值的机理.将该方法应用于航空发动机控制系统设计中.仿真表明, 该方法不但有效地抑制了控制器的参数值过大, 且相对于常规LQG/LTR设计方法具有更理想的控制效果.      

地空导弹LQG/LTR增益调度自动驾驶仪设计(英文)

采用线性二次高斯/回路传递复现(LQG/LTR)增益调度技术设计地空导弹增益调度自动驾驶仪。为消除传统"试错"设计过程在系统中所引起的人为不确定性,提出一种基于极点配置的目标回路设计方法。此方法提供了由体现性能指标要求的期望极点构造矩阵微分Riccati方程(MDRE)的具体算法。同时,还证明了引入积分环节扩展被控对象动力学,能够有效抑制LQG/LTR增益调度控制器的快模态,从而为LQG/LTR增益调度技术的工程应用扫清了一个障碍。采用所提出的方法设计了地空导弹LQG/LTR增益调度自动驾驶仪。设计及仿真结果表明,控制器的快模态得到了明显抑制,同时,在飞行马赫数和高度变化的情况下,自动驾驶仪具有稳定的动力学特性。     

以冲压发动机为动力的飞行/推进综合控制

对以冲压发动机为动力的超声速飞行器进行了巡航状态下的纵向飞行/推进综合控制研究。建立了考虑系统干扰和传感器噪声的系统模型。为消除静差,使用积分型LQG方法进行了飞行/推进综合控制。仿真结果表明,所设计的飞行/推进综合控制器抑制了高度和速度通道之间的耦合,具有一定的抗噪声干扰能力。     

放宽静稳定性大型客机纵向控制增稳系统设计

针对大型客机放宽静稳定性后纵向稳定性和操纵品质不足等问题,采用LQG/LTR理论及方法设计了一种纵向控制增稳系统,并通过典型重心位置和飞行阶段的仿真,表明该系统具有比经典控制增稳系统更为理想的增稳效果、鲁棒性、抗干扰能力和操纵品质。     

一种新的控制系统H∞/LTR设计方法

 提出了目标回路传递函数恢复的一种新的控制系统H∞/LTR设计方法,通过引入对控制量的加权,不仅可以保持LQR回路的特性,而且可以使控制器具有较低的增益和较小的带宽。此方法克服了LQG/LTR方法增益过高和LQR无穷带宽而引起的控制器对噪声特别敏感的缺点,从而达到抑制噪声的目的。与此同时,通过合理选择权函数,方法在回路中引入了积分环节,消除了静差,但却避免了增广,从而降低了系统的阶数。最后的实例验证了方法的可行性。     

航空发动机H∞/LTR控制试验验证

 用半物理模拟试验验证了多变量鲁棒控制在航空发动机中的应用,给出了航空发动机中H_∞/LTR控制模块的设计过程及注意事项。从半物理模拟试验结果可见:与LQG/LTR控制器不同,H_∞/LTR控制器能在半物理模拟试验环境下稳定控制航空发动机;H_∞/LTR控制器具有优良的噪声抑制功能;基于包线内一点设计的H_∞/LTR控制器可适用于包线内其他区域的加力与非加力状态下的爬升、加速等仿真试验,验证了H_∞/LTR方法的鲁棒性。推进了多变量鲁棒控制设计方法在航空发动机中的实际应用。     

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。     

基于LQG/LTR方法的鲁棒飞行控制系统设计

针对飞行控制系统设计中存在的建模误差以及实际飞行中外界干扰的影响,采用LQG/LTR鲁棒控制方法完成了某型攻击机横航向控制设计,解决了在飞机模型不确定性、随机干扰下控制系统可能出现的不稳定和控制精度不够的问题。系统仿真结果表明,控制系统实现了横航向指令的精确跟踪,不但具有良好的鲁棒性,而且调节性能良好,满足飞机横航向控制的要求。     

基于LQG/LTR的飞翼飞机阵风减缓系统研究

根据我国《运输类飞机适航标准》的要求,采用有理谱逼近的方法建立了Von Karman大气紊流的数值仿真模型;详细推导了多变量系统鲁棒性的衡量方法,给出了开环系统奇异值曲线形状与闭环系统鲁棒性的关系;针对飞翼飞机多操纵面的特点,将控制分配技术与LQG/LTR控制器结合在一起,同时兼顾了对飞机过载和翼根弯矩的减缓。仿真结果表明,所设计的控制系统在对飞机过载减缓的同时,也对机翼的翼根弯矩进行了有效的减缓。     

用LQG／LTR方法设计航空发动机多变量控制器

研究航空发动机多变量鲁棒控制器的设计方法。以某型涡轮喷气发动机为对象, 利用差分法得到发动机的小偏离状态空间模型, 计算了多种工况下的模型参数。利用LQG/LTR方法设计了发动机双变量鲁棒控制器, 研究了该控制系统的指令跟踪、解耦、干扰抑制等性能。      

全飞行包线LQG／LTR多变量控制器设计

根据某型涡喷发动机不同飞行条件、不同工作状态设计了一组双变量LQ/LTR控制器,同时利用一个神经网络对这组控制器的控制参数进行拟合,以使发动机在全飞行包线内各工作状态都有良好的控制性能。仿真结果表明,在整个飞行包线内,控制系统不但有良好的鲁棒性,而且调节性能良好,能满足发动机控制的要求。     

阵风载荷减缓系统LQG/LTR多变量控制器设计

给出了阵风载荷减缓系统LQG/LTR多变量控制器设计方法,以某大型运输机为对象,设计了阵风载荷减缓系统控制器。根据系统回差矩阵的最小奇异值理论和通用相角、幅值裕度估算图,给出了系统两个通道的相角和幅值同时变化时系统的稳定裕度。仿真结果表明,该控制器能有效减缓阵风引起的飞机法向过载,其鲁棒性满足通用规范GJB185-86的要求。     

带矢量喷管的一体化飞行/推进控制技术研究

本文对综合推力矢量飞行／推进控制系统的设计方法进行了研究,在充分考虑了推力矢量飞行、推进子系统之间的相互作用后,建立了带推力矢量综合飞行／推进控制系统的数学模型,结合推力矢量研究的特点,采用鲁棒伺服ＬＱＧ／ＬＴＲ设计法,进行控制系统的设计,通过仿真实验,证明设计达到了要求,方法可行     

民机四维航迹/姿态一体化自适应控制

出于运营效率和飞行安全的考虑，民用飞机在航路终端区需有效减少飞行总系统误差（TSE），提高空域资源利用率。在此航段中，飞行技术误差（FTE）是最主要的组成部分，需采用引导控制一体化的设计思想，实现民机起飞/着陆段四维航迹精确跟踪，有效减小飞行技术误差。基于回路传递函数恢复（LTR）技术协调设计随机线性系统状态观测器和最优控制器，解决大气紊流作用下的民机飞行控制系统设计问题。在此基础上，引入自适应投影算子估计大气扰动导致的气动参数不确定性，并对其作用效果进行补偿。仿真结果表明，基于LQG/LTR（Linear Quadratic Gaussian/Loop Transfer Recovery）控制技术的自适应飞行控制律可以有效抑制气动参数不确定性影响，能够实现民机四维航迹/姿态一体化高精度控制的目标。