基于LMI的航空发动机鲁棒H_∞控制器设计

 研究了系统矩阵均具有参数不确定性系统的非标准H_∞鲁棒控制问题。基于 LMI的H_∞控制器设计方法,给出了参数不确定性系统用 3个线性矩阵不等式表征的非标准H_∞控制问题可解的充分必要条件,采用“内点法”求解线性矩阵不等式,可得使闭环系统对于所有可能的参数不确定性均二次稳定且传递函数的H∞ 范数 γ有界的鲁棒控制解。该方法应用于非“标准”系统——某型双转子涡喷发动机稳态双变量调节控制器的设计,通过在气动热力学模型上的仿真结果表明,取得了良好的结果。     

H∞中的规范化LCF法在综合控制系统设计中的应用

用鲁棒控制理论中的规范化左互质因子分解 (规范化 LCF)法为某型飞机设计纵向飞 /推综合控制器 ,并总结了该方法的一些特点和设计要求。设计出的控制器满足实际工程要求 ,得到比较满意的控制效果。     

具有纳米结构的 VO₂ 相变薄膜

 采用无机溶胶-凝胶法制备VO₂相变薄膜，该薄膜相变时的电阻（率）突变可达4～5个数量级。并用XRD,DSC和TGA法研究了制膜过程中干凝胶膜的层状非晶纳米结构。通过适当的非晶晶化过程及随后V₂O₅→VO₂转变的真空热处理，可获得带有空洞（void）结构的低密度纳米薄膜，从而使电阻（率）突变特性异常优异。     

μ理论在电液负载模拟器中的应用

 研究μ理论在电液负载模拟器中的应用，提出电液负载模拟器的鲁棒控制策略。电液负载模拟器是一个复杂的机-电-液复合系统，且是一个强耦合、时变受控对象。综合考虑参数变化、模型变动和干扰等不确定性的影响，利用μ综合控制理论设计电液负载模拟器的鲁棒力控制器，并通过μ分析使用鲁棒力控制器时系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能。给出使用鲁棒力控制器和经典力控制器时的实验结果，实验结果表明所设计鲁棒力控制器的有效性和优越性。     

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。     

极点配置的H_∞技术在直升机控制器设计中的应用研究

 极点配置的 H∞ 设计方法不但能满足系统的 H∞ 性能要求 ,而且能使闭环极点配置在希望的范围内 ,因而使系统具有满意的阻尼比 ,同时也避免了过快的控制器动态对设备产生的冲击。针对直升机 H∞ 控制器设计中遇到的问题 ,如控制器结构的选择、加权矩阵的选择以及如何考虑不确定性等进行了研究。通过对 CH-4 7直升机设计结果的数值仿真 ,表明所设计的系统达到了 ADS-33水平 1的性能要求和鲁棒稳定性要求     

极点配置的H_∞技术在直升机控制器设计中的应用研究

极点配置的 H∞ 设计方法不但能满足系统的 H∞ 性能要求 ,而且能使闭环极点配置在希望的范围内 ,因而使系统具有满意的阻尼比 ,同时也避免了过快的控制器动态对设备产生的冲击。针对直升机 H∞ 控制器设计中遇到的问题 ,如控制器结构的选择、加权矩阵的选择以及如何考虑不确定性等进行了研究。通过对 CH-4 7直升机设计结果的数值仿真 ,表明所设计的系统达到了 ADS-33水平 1的性能要求和鲁棒稳定性要求     

多目标遗传算法在H_∞鲁棒控制器设计中的应用

引入了基于频域理论的H∞回路成形鲁棒设计方法对某型航空发动机进行控制器设计,对设计过程中的关键技术进行了研究。在控制器设计过程中,引入多目标遗传算法对能使系统奇异值形状满足设计要求的权函数参数进行全局寻优,有效提高了控制器的设计效率和设计的准确性。同时对传统的控制回路结构进行了改形,改善了控制器性能。最后在设计的航空发动机数控系统快速原型化实时仿真平台上进行了硬件在回路仿真,证实了所设计的改型后的H∞回路成形控制器在航空发动机控制上所具有的良好的性能。     

根轨迹法在燃油控制回路PI控制器参数设计中的应用

为进一步提高航空发动机燃油控制回路的控制性能,使其达到数控系统性能指标要求,针对发动机的特性,从其控制系统的实际运用角度出发,开发出适用于其燃油控制回路PI控制器的根轨迹参数设计方法.该方法采用根轨迹图并结合控制性能指标要求确定了闭环主导极点的期望区域,在根轨迹图上放置极点和零点,移动闭环主导极点到期望区域内以确定满足性能指标要求的PI控制器参数.通过仿真试验发现,采用根轨迹法所设计的燃油控制回路PI控制器参数不仅能达到数控系统性能指标要求,所设计PI控制器的控制品质还明显优于零极点对消法.     

改进ADRC及其在飞行增稳控制中的应用

非线性自抗扰控制器(ADRC)具有极强的鲁棒性和优异的控制性能,但控制器参数设计较为繁琐。引入了新的非线性函数,简化了控制器的参数设计,且非线性扩张状态观测器(ESO)在原点处具有渐进稳定性。设计了基于模型跟踪的一阶ADRC飞机纵向增稳控制器。仿真结果表明,在大飞行包线内飞机的动态特性发生了很大变化,不改变ADRC参数而只进行跟踪模型动压调参,飞行控制系统均满足一级品质要求,表现了极强的鲁棒性能。     

Missile autopilot design via functional inversion and time-scaled transformation

This paper presents a new approach to acceleration control of STT (Skid-To-Turn) missiles. In the design and stability analysis of our autopilot, we assume perfect roll-stabilization but consider fully all other nonlinearities of the missile dynamics including the coupling effect due to bank angle. Our autopilot controller consists of a partial-linearizing controller and a dynamic compensator. The partial-linearizing controller along with a time scaled transformation can convert the nonlinear missile dynamics to the so-called normalized system which is completely independent of Mach number and almost independent of air density. The dynamic compensator is designed based on this normalized system. This normalized system greatly simplifies the design process of an autopilot controller regardless of flight conditions. Our autopilot controller can provide fast and exact set-point tracking performance but without the slow-varying conditions on angle of attack and side-slip angle required often in the prior works.     

局部应力应变法寿命预测应用研究

一、局部应力应变法寿命预测系统　　图 1所示为构件局部应力应变法寿命预测系统 ,适用于承受应变疲劳载荷的构件。基本图 1　低循环疲劳寿命预测体系上分为四部分 :分析预测 ;材料试验 ;部件试验 ;确定寿命。分析预测 上半部是通常的弹塑性应力分析。得到构件危险部位应力—应变谱后 ,即可进行 L CF寿命估算。材料试验 是将构件的应变历程施加到一组光滑圆柱试样上 ,在试验机上作控制应变的 L CF试验。所得寿命数据经统计处理 ,即可确定构件寿命。在进行构件 L CF试验的情况下 ,借助于材料数据确定的疲劳散度系数来间接确定构件的…     

无人直升机自动航线飞行控制律设计与仿真

无人直升机具有悬停、小速度全向机动、大速度前飞等飞行能力,其飞行包线范围大,对飞行控制律设计的要求很高。无人直升机在进行自动航线飞行时,不仅涉及的飞行模态多,而且需要满足复杂的飞行航线需求。根据无人直升机复杂的航线飞行特点,对其航线飞行过程进行区域划分,针对不同划分区域,采用工程上常用的PID控制方法和衰减软化技术,设计了高度控制器、纵向位置控制器、横向位置控制器、协调转弯控制器和控制器问的切换算法,并进行典型航线飞行的数字仿真。仿真结果显示,无人直升机飞行航迹与设定航线的重合性较好,模态切换稳定平滑,从而验证了无人直升机自动航线飞行控制律设计的正确性,为后续工程应用奠定基础。     

某新机综合飞行/推进系统H∞控制器设计

针对国内某新型战机及其装配的新型涡轮风扇发动机,本文研究了该综合飞行/推进系统一体化控制问题.首先建立了飞行子系统、推进子系统数学模型,在此基础上得到了飞行/推进系统综合模型;利用H∞混合灵敏度控制器设计方法,设计了综合系统控制器,对控制器设计中的一些关键问题作了讨论;最后通过仿真,表明所设计的综合控制系统具有较好的性能.     

基于P-ε-N曲线整体推断的涡轮盘寿命可靠性分析

疲劳寿命符合对数正态分布,并且对数寿命的标准差随弹性应变幅和塑性应变幅的减小而增大。采用基于异方差回归分析的整体推断方法在现有低循环疲劳试验数据的基础上,得到了航空发动机涡轮盘材料GH4133在温度250℃下的P-ε-N曲线;利用P--εN曲线对某涡轮盘进行低循环疲劳寿命可靠性分析,得到置信度0.95,可靠度0.998 7的轮盘寿命为1 866次循环,合683飞行小时,与涡轮盘疲劳试验分析得到的技术寿命接近。整体推断得到的P-ε-N曲线精度较高,利用P-ε-N曲线进行轮盘寿命可靠性设计分析具有计算简便、节约试验成本的优点。     

航空发动机实时寿命监视及数据处理方法研究

ＡＥＲＯＥＮＧＩＮＥＬＩＦＥＭＯＮＩＴＯＲＩＮＧＡＮＤＲＥＡＬ－ＴＩＭＥＤＡＴＡＰＲＯＣＥＳＳＩＮＧＨｅＪｉｎｇｌａｎ，ＨｏｎｇＪｉｅ，ＬｉＱｉｈａｎ（４ｔｈＤｅｐｔ．ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕ...     

Design and Experiments of Model-free Compound Controller of Flight Simulator

A model-free compound controller design method is proposed to achieve the wide frequency bandwidth requirement of flight simulators. The method based on quantitative feedback theory, acquires system uncertainty under different working conditions through closed-loop identification with power spectrum estimation. Then in controller designing, it makes a tradeoff between the strict requirements for magnitude-frequency characteristics and those for phase-frequency characteristics of flight simulators, by converting the indices of magnitude-frequency characteristics of flight simulators into quantitative feedback theory-based tracking specification bounds and using feedforward controller to attain the required phase-frequency characteristics. Simulation and experimental results indicate that, when used to design inner frame controller of flight simulator, the proposed method can fulfill the requirements for wide frequency bandwidth indices. Compared with other controller design methods, it has the property of model-free and transparency.     

飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究

 提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。     

基于SVM辨识的涡扇发动机全包线稳态控制方法

针对涡扇发动机全飞行包线范围稳态最优控制器的设计问题,首先根据不同飞行条件下发动机各工作状态的稳态“小偏差”线性模型,采用线性二次型调节器(LQR)分别设计得到相应的发动机最优线性控制器参数,然后将所得到的线性控制器用支持向量机方法进行非线性逼近,得到控制器参数的支持向量机辨识模型,以满足发动机全包线、全状态稳态控制的需要.支持向量机模型的输入为飞行高度、马赫数和稳态转速,输出为线性控制器参数.应用实例表明:该方法在全包线范围内对发动机最优稳态控制器的逼近误差均在2%以内,能较好满足控制精度要求.