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。      

应用保护映射理论的高超声速飞行器自适应控制律设计

针对高超声速飞行器包线范围广、参数变化大的控制需求,应用保护映射理论提出一种高超声速飞行器的自适应控制律设计方法。首先建立整个飞行包线内的线性变参数(LPV)模型,在参数变化边界点设计一个初始的控制结构和参数,然后基于保护映射理论分析初始控制结构使闭环系统稳定的参数范围,通过迭代自动获取整个包线内满足性能指标的控制参数,进而通过多项式拟合设计出高超声速飞行器自适应控制律。所提出的方法能够根据初始控制结构自动寻找一系列满足性能要求的控制器参数,并确定这些控制参数满足闭环系统稳定的设计范围。仿真结果表明,所设计的自适应控制律能够确保高超声速飞行器大包线的设计要求,实现闭环系统的鲁棒稳定。     

Fuzzy robust nonlinear control approach for electro-hydraulic flight motion simulator

A fuzzy robust nonlinear controller for hydraulic rotary actuators in flight motion simulators is proposed. Compared with other three-order models of hydraulic rotary actuators, the proposed controller based on first-order nonlinear model is more easily applied in practice, whose control law is relatively simple. It not only does not need high-order derivative of desired command,but also does not require the feedback signals of velocity, acceleration and jerk of hydraulic rotary actuators. Another advantage is that it does not rely on any information of friction, inertia force and external disturbing force/torque, which are always difficult to resolve in flight motion simulators. Due to the special composite vane seals of rectangular cross-section and goalpost shape used in hydraulic rotary actuators, the leakage model is more complicated than that of traditional linear hydraulic cylinders. Adaptive multi-input single-output(MISO) fuzzy compensators are introduced to estimate nonlinear uncertain functions about leakage and bulk modulus. Meanwhile, the decomposition of the uncertainties is used to reduce the total number of fuzzy rules. Different from other adaptive fuzzy compensators, a discontinuous projection mapping is employed to guarantee the estimation process to be bounded. Furthermore, with a sufficient number of fuzzy rules, the controller theoretically can guarantee asymptotic tracking performance in the presence of the above uncertainties, which is very important for high-accuracy tracking control of flight motion simulators.Comparative experimental results demonstrate the effectiveness of the proposed algorithm, which can guarantee transient performance and better final accurate tracking in the presence of uncertain nonlinearities and parametric uncertainties.     

舰载飞机着舰航迹角控制器设计

为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指令和保持飞行速度基本不变,且对于气动参数的摄动具有较好的鲁棒性。     

无人机着陆控制的特征结构配置方法实现

针对无人机纵向着陆系统的控制需求,采用特征结构配置方法的设计方案。阐述了全状态反馈理论基础上的特征结构配置的原理以及根据设计指标确定特征结构配置的方法,并对某型无人机纵向飞控系统动态响应进行分析,给出仿真实例。仿真结果表明,应用特征结构配置方法设计出的控制器,能够使飞机准确地跟踪期望轨迹,满足系统动态性能要求。在工程中具有一定的实用价值     

编制摸拟器设计和性能数据要求的初步考虑

在研制飞行模拟器时，飞行模拟器的设计和性能数据是必需的。这些数据不仅是形成满足飞行模拟器各种规范和标准要求的基础，而且也是构成模拟器逼真度要求的基础。根据国际航空运输协会的要求，初步讨论了编制飞行模拟器设计和性能数据要求所考虑的因素。     

小型无人直升机建模与鲁棒飞行控制研究

以某小型无人直升机为对象,采用分体法分析了机体各部分受力情况。根据力与力矩的平衡关系,获得了无人直升机完整的非线性飞行动力学数学模型。基于所建模型,进行了所有飞行状态下无人直升机的配平计算。根据配平结果,获得了悬停时的线性状态空间模型,在考虑风扰动前提下,采用H∞静态输出反馈控制方法对无人直升机内外回路控制器进行了设计。仿真结果表明,所建模型的配平结果与实际直升机特性基本相符,验证了模型的有效性;H∞综合控制方法较好地实现了对扰动下无人直升机状态的控制,表明该算法具有良好的鲁棒性、解耦性及跟踪特性。     

基于飞行品质评估的无人直升机鲁棒控制器设计

提出了一种改进的无人直升机H_∞回路成形鲁棒控制器设计方法。首先将系统辨识技术引入到无人直升机高带宽控制器设计,根据飞行扫频数据,得到包含直升机动力学模型耦合特性的非参数频率响应,依据频率响应拟合待辨识模型得到无人直升机高精度的飞行动力学模型。然后根据该模型,采用改进的H_∞回路成形方法设计了无人直升机内回路控制器,针对H_∞回路成形方法中权值矩阵选取困难的问题,利用了最大右约数(GCRD)方法以实现实际系统和期望系统的传递函数矩阵之间的转换。与传统的对角型权值矩阵相比,使用此方法成形后的系统具有更宽的鲁棒稳定裕度,系统的解耦性和频带也显著提高,而且可以大大降低设计人员选取权值矩阵的复杂性和盲目性。通过仿真验证,所设计的无人直升机系统的飞行品质满足军用标准ADS-33E中一级区域的要求。     

Dynamic modeling and controller design of flyback converter

The accurate dynamic modeling and quantitative controller design for an isolated converter with optocoupler isolation in its feedback loop are considered to be difficult issues, since the transfer characteristics of some blocks are highly nonlinear and difficult to be modeled analytically. First a current-mode controlled flyback converter with an optically isolated feedback path is designed. Then the equivalent control system block diagram is constructed, and its block transfer functions are found. To increase the accuracy, the dynamic models of some critical blocks are estimated from measurements. In order to facilitate the controller design, the model simplification is further made. Finally, based on the reduced dynamic model, a quantitative design procedure is derived to find the parameters of the voltage controller to meet the prescribed regulating specifications. Validity of the estimated dynamic model and the proposed controller design approach is demonstrated by some simulation and experimental results     

基于Kalman滤波的变体飞行器T-S模糊控制

针对变体飞行器的跟踪控制问题,提出了一种基于Kalman滤波的T-S模糊控制方法。考虑飞行器系统状态不可测,引入惯导数据作为辅助信息,利用Kalman滤波算法融合飞控信息与惯导信息实现状态估计。由于变体飞行器在不同变形结构下气动特性变化较大,为便于控制器设计,采用小扰动线性化方法得到飞行器在不同平衡点处的局部线性模型,并通过状态反馈方法设计局部控制器,局部线性模型和局部控制器通过模糊集和模糊规则聚合成一个连续光滑的全局T-S模糊模型和T-S模糊控制器。通过综合Kalman滤波器与T-S模糊控制器得到一个基于Kalman滤波的T-S模糊控制器。仿真结果表明,该控制器在变形过程中能够实现状态估计,保证飞机的跟踪性能。     

航空发动机全飞行包线稳态划分方法研究

航空发动机在鲁棒控制器设计过程中存在飞行包线区域难以系统划分的问题,为此,提出基于推力耗油率特性和基于动压耗油率特性的航空发动机飞行包线划分法。根据某型涡扇发动机在全包线范围内稳态工作时的推力、耗油率及动压特性,结合大气条件的客观规律,通过两种划分方法将飞行包线划分为65 个区域,用每个区域对应标称点的参数代替其周围小偏差区域和边界点参数。通过对该发动机全包线内各区域标称点与边界点参数的对比,证明两种方法均对全飞行包线划分有效,可为后续航空发动机控制器设计提供理论基础。     

基于T-S模型的飞控系统跟踪控制器设计

提出了用PDC跟踪控制器设计飞控系统的方法,给出了稳定性和极点配置定理,将控制器的参数求取问题转化为求解线性矩阵不等式族的问题,所设计的控制器不仅具有全局渐近稳定性,还具有较好的鲁棒性。对用该方法设计的俯仰角跟踪控制器进行了仿真和鲁棒性验证。仿真结果表明,所设计的控制器能够满足性能品质和鲁棒性要求。     

Robust dynamic output feedback control for switched polytopic systems under asynchronous switching

The robust controller design problem for switched polytopic systems under asynchronous switching is addressed.These systems exist in many aviation applications, such as dynamical systems involving rapid variations.A switched polytopic system is established to describe the highly maneuverable technology vehicle within the full flight envelope and a robust dynamic output feedback control method is designed for the switched polytopic system.Combining the Lyapunov-like function method and the average dwell time method, a sufficient condition is derived for the switched polytopic system with asynchronous switching and data dropout to be globally,uniformly and asymptotically stable in terms of linear matrix inequality.The robust dynamic output feedback controller is then applied to the highly maneuverable technology vehicle to illustrate the effectiveness of the proposed approach.The simulation results show that the angle of attack tracking performance is acceptable over the time history and the control surface responses are all satisfying along the full flight trajectory.     

BTT导弹的抖动抑制多模型切换控制

 基于线性系统特征结构配置和模型跟踪方法,以及优化工具,提出了可以有效抑制抖动的多模型切换控制策略,并用该策略设计了 BTT导弹俯仰 /偏航通道的自动驾驶仪。在导弹的整个飞行轨道上选取了若干点,分别建立起描述 BTT导弹俯仰 /偏航运动的线性时不变数学模型。对各个线性时不变模型,分别用特征结构配置方法设计反馈控制器对系统进行镇定。为了使导弹过载跟踪制导指令,又基于模型跟踪方法设计了前馈控制器。当导弹跨越不同特征点区域时,控制器要进行切换。为了减小切换时的抖动,针对切换后的特征结构配置反馈控制器,利用优化工具合理选取其自由度。仿真结果表明,所提出的方法令导弹的输出过载准确跟踪制导指令,而且切换抖动得到有效抑制。     

基于遗传算法的直升机鲁棒飞行控制器设计

以旋翼机驾驶品质要求 ADS-33为设计目标,采用 H∞ 混合灵敏度方法设计直升机在低速飞行时的鲁棒控制器,设计中利用遗传算法优化加权阵参数,找到同时满足频域和时域性能要求的控制器。以 UH-60 A直升机为对象,所设计的直升机飞行控制系统不仅具有鲁棒稳定性,而且满足 ADS-33D水平 1操纵品质要求。     

基于LMI对角占优补偿的航空发动机QFT控制

针对航空发动机数学模型的不确定性, 提出一种基于线性矩阵不等式(LMI)和定量反馈理论(QFT)的航空发动机鲁棒控制器的新的设计方法.该方法把频域对角占优预补偿器的设计问题与线性矩阵不等式的求解方法相结合, 实现了对不确定控制对象的解耦, 引入定量反馈理论进行鲁棒控制器设计.仿真验证表明该方法控制效果良好, 并具有较强的工程应用价值.      

基于模型拼接技术的四旋翼无人机全飞行包线建模

四旋翼无人机在军事和民用领域都有广泛的应用前景。然而，四旋翼无人机具有机载传感器准确性低与可靠性差、不同飞行条件下动力学模型差异大等特点。本文以四旋翼无人机为研究对象，系统地开展了飞行路径重构、频率域系统辨识、全飞行包线建模的相关研究工作。针对机载低成本传感器存在显著常值偏差与量测噪声统计学特性未知的缺点，采用基于EKF的飞行路径重构技术对在飞行试验中无人机的机体空速进行重构；针对不同飞行速度下四旋翼无人机动力学模型差异大的特点，采用频域法辨识得到不同飞行条件下的本体动力学模型；针对四旋翼无人机大跨域的高精度控制需求，利用模型拼接技术，系统性地提出了全飞行包线建模方案，经过验证，所提出模型拼接技术是准确可靠的。     

基于神经网络的直升机协调转弯控制律设计

针对直升机协调转弯控制提出了一种控制律设计方法。首先,在小扰动线性模型基础上,建立描述直升机全包线范围内的T-S模糊模型。其次,分析直升机协调转弯机理,确定相应的控制律结构,利用参数优化算法确定控制参数。最后用所得的控制参数样本训练径向基神经网络,实现全包线范围内的连续调参控制律。仿真结果表明,直升机转弯性能完全满足指标要求,所提出的控制律设计方法可行、有效。     

飞行/推进系统分散控制优化设计及鲁棒性分析

以一种短距起降战斗机的飞行/推进综合控制系统设计为背景,对分散控制如何保持集中控制的性能和鲁棒性的问题提出利用优化的思想设计分散控制器.首先采用遗传算法设计集中控制器,作为分散控制的性能参考,然后给出具有接口变量的分散控制器设计方法,通过分析得出影响分散控制性能的关键因素,并通过数学推导得到以频率加权矩阵为设计参数的分散控制性能表达式,将分散控制器设计转化为优化问题,采用遗传算法求解得到分散控制器.分散控制器设计中同时用到了一种改进的平衡降阶方法.通过仿真和结构奇异值分析验证了这种优化设计方法可使分散控制达到集中式控制的性能和鲁棒性.      

An LMI-based decoupling control for electromagnetic formation flight

Electromagnetic formation flight(EMFF) leverages electromagnetic force to control the relative position of satellites. EMFF offers a promising alternative to traditional propellant-based spacecraft flight formation. This novel strategy is very attractive since it does not consume fuel. Due to the highly coupled nonlinearity of electromagnetic force, it is difficult to individually design a controller for one satellite without considering others, which poses challenges to communications.This paper is devoted to decoupling control of EMFF, including regulations, constraints and controller design. A learning-based adaptive sliding mode decoupling controller is analyzed to illustrate the problem of existing results, and input rate saturation is introduced to guarantee the validity of frequency division technique. Through transformation, the imposed input rate saturation is converted to state and input constraints. A linear matrix inequalities(LMI)-based robust optimal control method can then be used and improved to solve the transformed problem. Simulation results are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed decoupling control.