一种应用于混合H2/H∞飞行跟踪控制的扩展LMI方法（英文）

Lyapunov变量和系统矩阵之间的耦合导致混合H2/H∞飞行跟踪控制器设计问题非凸。借助于扩展LMI方法,非凸优化问题被转化为凸的线性矩阵不等式(LMI)表达式。通过引入松弛变量,上述的耦合得以消除。而且,一个充要条件被证明成立以求解混合H2/H∞飞行跟踪控制器,该控制器不仅能够稳定被控系统,并且能够保证系统在正常和故障情况下均满足混合H2/H∞性能指标。这种新的扩展LMI表达式提供了额外的自由度去求解非凸优化问题,并减小了控制器设计的保守性。关于ADMIRE模型的仿真结果说明这种扩展LMI方法的优越性。     

基于改进NSGAⅡ的航空发动机LQ/H∞控制器设计

对第2代非支配排序遗传算法(NSGAⅡ)进行改进,提出以非支配序为进化方向的微分进化(DE)算法代替传统的遗传操作,提高了算法的收敛速度.针对目前航空发动机多变量控制领域广泛关注的线性二次型调节器(LQR)控制与H2/H∞控制存在的保守性问题,提出了将时域性能指标、二次型性能指标与H∞性能指标相结合,通过改进NSGAⅡ优化权矩阵Q,R,最终获得航空发动机LQ/H∞控制器的设计方法.与其他控制器设计方法相比,基于多目标优化的LQ/H∞控制器目标明确、鲁棒性强且保守性更低.仿真验证结果表明:相比于基于线性矩阵不等式(LMI)的H2/H∞控制器,基于多目标优化的LQ/H∞控制器时域性能提高了4倍,调节时间减少了50%,抗干扰能力提高了15%.     

基于LMI的组合导航多目标控制

针对模型不确定性和噪声非高斯容易导致Kalman滤波精度下降的问题,研究了一类组合导航系统的鲁棒H2/H∞多目标控制问题。将组合导航误差状态方程转化为不确定系统多胞型描述,基于线性矩阵不等式(LMI)将控制器存在条件转化为凸优化问题进行求解。系统的稳定性通过Lyapunov稳定性理论得到保证,通过H2和H∞控制达到抑制干扰的目的,通过保性能控制提高系统的快速性,而对于非零初始条件通过极点配置加速初始阶段的收敛。由仿真结果可以看出,该方法收敛快、鲁棒性强、精度较高。     

基于时滞分割方法的VTOL直升机鲁棒非脆弱H∞控制

针对含有飞行时滞的垂直起降(VTOL)直升机系统设计了时滞相关鲁棒非脆弱H∞控制器.基于时滞中点值把时滞区间均分为两部分,针对每一分割区间构造新的Lyapunov-Krasovskii (L-K)泛函,并结合L-K稳定性定理、积分不等式方法和自由权矩阵技术,建立了新的基于线性矩阵不等式(LMI)形式的时滞相关有界实(BRL)条件.在此基础上设计了该系统的非脆弱H∞控制器,通过求解线性矩阵不等式的可行解得到控制器的参数化表达式.最后应用于VTOL直升机的飞行控制仿真表明,所设计的控制器具有更好的鲁棒性和非脆弱性.     

H∞控制在飞行/推进综合控制系统中的应用

研究了多变量控制技术应用于飞行/推进一体化控制器的设计问题。对于耦合的飞行子系统和推进子系统,建立了飞行/推进综合模型,分析了对模型输出端乘性不确定性和对跟踪误差性能不确定性的飞行/推进综合多变量反馈控制系统转化为混合灵敏度函数整形问题设计的途径,提出了一种按时间加权的误差平方积分(ITAE)准则选择加权灵敏度函数的方法,应用混合加权灵敏度H∞控制器的设计方法对飞行/推进一体化模型进行了设计,并对所求的最优控制器进行了控制系统性能仿真验证。     

基于LMI涡扇发动机混合加权灵敏度H_∞动态输出反馈控制

利用回路整形和内模原理方法,选取合理频率域加权函数,结合实际被控对象状态空间模型,得到某广义被控对象状态空间模型,将原控制要求问题转化为标准H∞控制问题。基于LMI(LinearMatrixInequality)方法,对此广义对象进行最优H∞动态输出反馈控制器设计,进而求得原被控对象的控制器。以某型涡扇发动机为被控对象,进行混合加权灵敏度H∞动态输出反馈控制器设计,并在飞行包线范围内,进行了发动机控制系统非线性仿真验证。结果表明,此控制器满足抗干扰性、跟踪性要求,并具有一定鲁棒性。      

利用遗传算法和LMI设计固定结构H2/H∞飞行控制律

在设计飞翼式无人机(UAV)的横航向飞行控制系统时,为了使无人机具有较好的动态特性和阵风抑制能力,同时又便于工程实现,提出了固定结构的H2/H∞控制律设计方法.对于由此遇到的双线性矩阵不等式(BMI)问题,先用线性矩阵不等式(LMI)方法得到控制律参数和H2/H∞性能指标的映射关系,再用此映射关系作为适应度函数,用改进的遗传算法求解使H2/H∞性能最优的控制律参数.仿真结果表明,使用固定结构的H2/H∞控制方法的无人机动态响应迅速平滑,在侧风干扰下的滚转角振荡幅值仅是原经典控制方法的一半.     

涡扇发动机变参数鲁棒H_∞滤波器设计

针对存在建模误差及测量噪声干扰条件下的涡扇发动机性能参数估计问题,标准卡尔曼滤波及其改进算法滤波估计误差收敛速度慢,滤波估计精度低,对不确定测量噪声及建模误差较为敏感,为此本文提出了一种变参数鲁棒H_∞滤波器设计方法。该方法采用仿射参数依赖Lyapunov函数设计满足H_∞性能指标要求的鲁棒滤波器,通过引入凸多胞技术,将参数依赖线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality,LMI)中变参数Lyapunov矩阵与系统系数矩阵之间耦合乘积导致的非凸优化问题,转化为常规LMI约束下的凸优化问题进行求解,降低了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)鲁棒滤波器设计的保守性,得到了全局解。针对涡扇发动机的仿真结果表明:与扩展卡尔曼滤波器对比,采用该方法设计的滤波器具有较快的动态跟踪速度和较高的滤波精度,ΔFn的稳态估计误差不大于0.1%,ΔFn的相对估计误差不大于2.5%,同时对建模误差和测量噪声干扰具有较强的抑制能力。     

航空发动机H∞PI输出反馈控制——非严格正则LMI方法

基于传递函数矩阵H∞范数的等价原则思想,将非严格正则模型转化为严格正则模型。通过LMI求解方法,在考虑控制能量约束的条件下,对严格正则模型进行静态输出反馈PI控制器设计。提出了一种非严格正则模型静态输出反馈PI控制器求解的算法。以某型双转子涡喷发动机为被控对象,进行静态输出反馈PI控制器的LMI设计,并分区域在飞行包线进行了动静态性能和鲁棒性能仿真验证。     

基于线性矩阵不等式的舰载机纵向着舰H∞控制

运用线性矩阵不等式（LMI）的H∞控制理论．将舰载机纵向着舰导引系统的SISO性能要求转化为H∞控制广义模型权函数的选择．设计出H∞输出反馈控制器。以某型舰载机着舰过程进行仿真验证。结果表明，采用H∞控制的着舰导引系统具有良好的着舰下滑轨迹跟踪能力。     

抑制舰尾流扰动的飞机着舰导引控制策略

紧密关注自动着舰导引术,基于线性矩阵不等式(LMI)的H∞优化设计理论,分别构建了独特的H∞飞行/推力系统及H∞导引系统增广模型.不同于传统单输入单输出的设计,赋予飞行/推力系统内回路本身就具有抑风扰动的性能,而且所构建的H∞导引系统外回路满足轨迹动态跟踪精度,并进行了抑风扰动的处理,从而明显地强化了抑风效果.文中的设计机理及所提出的H∞控制律实现途径均得到有效的实时仿真验证.     

涡扇发动机自增益调度H_∞控制器设计

对可以用LPV(线性变参数)系统表示的涡扇发动机对象,将其凸分解为多胞表示,利用多胞特性将整个控制器设计转化为对胞体顶点控制器的设计。然后利用LMI(线性矩阵不等式)方法,对多胞的各顶点设计具有单一Lyapunov函数满足H∞性能且极点在给定区域的输出反馈控制器,综合顶点控制器得到具有同样多胞结构的全局连续变增益控制器。通过与一般的PID控制器进行对比验证了此控制器的有效性。      

基于RBF神经网络补偿的航空发动机H_∞自适应控制研究

航空发动机控制系统是飞行器的重要机构,航空发动机存在的控制增益衰减和未建模动态等不确定性问题影响了其控制性能,为此设计将H∞自适应控制和补偿控制相结合的控制器。首先,基于混合灵敏度理论设计H∞自适应控制器;然后,基于Lyapunov 严格稳定理论设计RBF 神经网络补偿控制器对不确定性进行拟合补偿,并通过与误差相关的线性函数调整拟合速度;最后,以归一化后的航空发动机模型为被控对象进行多变量仿真试验。结果表明：本文设计的自适应控制器能够有效补偿不确定性,相比H∞控制器,超调量和调节时间都有所降低。     

综合飞行/推进系统H∞控制设计

应用混合灵敏度H∞控制理论研究了综合飞行/推进系统多变量鲁棒控制器设计问题,分析并提出了合理构造和调整加权阵设计综合控制律的方法,针对混合灵敏度H∞控制设计的关键———构造加权阵问题,从加权阵的约束条件和控制系统设计的性能指标两方面入手,通过构造和调整两个加权阵频域特性,以达到对控制系统进行频域整形的目的,仿真结果证明了方法的有效性。     

基于LMI的航空发动机多变量H_∞固定阶控制的研究

提供了一种新的航空发动机多变量静态输出反馈的固定阶PI控制器的设计方法。固定阶控制器的综合问题一般表征为满足双线性矩阵不等式(BMI)约束优化问题,获得BMI约束下的最优解非常困难。在航空发动机特定的控制条件下,将固定阶控制器的BMI问题转化为标准的线性矩阵不等式(LMI)问题,并推导出静态输出反馈的H∞固定阶控制器存在的条件及控制器的设计方法。使用该技术对某型涡扇发动机控制系统进行固定阶PI控制器设计,仿真结果表明,该控制系统其性能和鲁棒性满足要求。     

几何可调液体冲压发动机多变量控制算法研究

为了解决几何可调冲压发动机多变量耦合下的控制问题,设计了此发动机的混合灵敏度H∞鲁棒多变量控制器。在大偏离非线性动态模型基础上进行了仿真试验验证并与原单变量多回路控制器进行了对比,试验结果表明此多变量控制器可以有效地减小输出超调,提高了发动机的稳定裕度。      

T-S模糊系统的部分状态反馈H∞控制

基于部分状态信息的控制器是一类特殊的静态输出反馈控制器, 一般难以利用线性矩阵不等式工具求解. 本文研究T-S模糊系统的部分状态反馈镇定及部分状态反馈H∞控制问题. 首先, 通过矩阵变换, 将T-S模糊系统的部分状态反馈镇定问题转换成求解一组线性矩阵不等式(LMIs); 然后, 以此为基础得到基于LMI的部分状态反馈H∞控制器设计方法; 最后, 通数值例子验证所给方法的有效性.     

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。     

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。     

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.