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1.
为了对零点配置/回路传函恢复(ZP/LTR)方法无法保证闭环系统稳定性的缺陷进行改进,在设计过程中引入了Kalman滤波器,通过选取特殊的参数,使Kalman滤波器回路逼近并取代原目标回路,从而在保留ZP/LTR方法性能的同时,通过保证Kalman滤波器回路的稳定性保证了最后闭环系统的稳定性。研究还证明了如果按文中方法选取参数,则所得的Kalman滤波器回路是稳定的,从而最终保证了闭环系统的稳定性。最后的实例验证了所得的结论。 相似文献
2.
为了进一步提升变循环发动机的性能,针对3输入3输出变循环发动机模型,利用相对增益矩阵(RGA)分析了发动机内
部的耦合性;采用基于目标函数的2自由度H ∞ 回路成形法设计了多变量控制器,并与传统单变量PI方法做了对比。仿真结果表
明:多变量控制系统具有良好的扰动抑制能力和跟踪性能,且能够顺利实现模态转换;与单变量方法相比,在同等的穿越频率及相
位裕度约束下,n 1 回路阶跃响应的超调量减小了95.3%、调节时间缩短了51.5%;πe回路的最大偏移量减小了89.69%、调节时间缩
短了27.4%。表明多变量方法可以对变循环发动机进行有效控制且在跟踪控制过程中的性能更优,可以显著提升变循环发动机
的性能。 相似文献
3.
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。 相似文献
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分析了零点配置/回路传函恢复(ZP/LTR)方法稳定性, 给出并证明了其稳定性条件.但该条件较为苛刻, 限制了ZP/LTR方法的应用.为了对ZP/LTR方法改进, 在设计过程中引入了Kal man滤波器, 通过选取特殊的参数, 使Kal man滤波器回路逼近并取代原目标回路, 从而在保留ZP/LTR方法性能的同时, 通过保证Kal man滤波器回路的稳定性保证了最后闭环系统的稳定性.给出并证明了改进后的ZP/LTR方法的稳定性条件, 指出改进后的ZP/LTR方法的稳定性条件较为宽松, 拓宽了原ZP/LTR方法的应用范围. 相似文献
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一种新的控制系统H∞/LTR设计方法 总被引:4,自引:4,他引:4
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。 相似文献
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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。 相似文献
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航空发动机中的降阶H∞/LTR设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种新的 ,可以解决航空发动机H∞/LTR设计方法阶数过高问题的目标回路设计方法。这种方法设计出的低阶控制器保持了原H∞/LTR方法设计出的控制器的性能和鲁棒性。此外 ,还提出了一种新的降阶方法 :快、慢模态降阶法 (SFMOR)。这种降阶方法对那些模态可以按其速度分为快、慢两部分的控制器特别适用。最后 ,给出了设计实例 相似文献
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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。 相似文献
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采用LQG/LTR方法设计了直升机着舰纵向下滑控制系统,其中包括建立直升机增广系统的数学模型,确定控制器的频域范围匐棒性边界条件,反馈回路的设计和回路传递函数在输出端的恢复。在给出该控制系统仿真框图的基础上,利用仿真软件进行数字仿真。最后,对仿真结果中直升机高度、速度随机-舰距离和时间的变化曲线进行了分析,得到了一些有工程应用价值的研究结果。 相似文献
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直接根据性能指标进行航空发动机LQG/LTR控制器设计 总被引:3,自引:1,他引:2
本文提出了一种根据性能指标要求设计航空发动机LQG/LTR控制器的方法。采用这种方法,可根据发动机模型及性能指标要求直接获得卡尔曼滤波器增益,而无需求解Riccati方程。随后的仿真结果表明,所设计的控制系统具有较好的稳定鲁棒性及较好的动态性能。 相似文献
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半捷联位标器安装在弹体上,由于寄生回路的存在,使得位标器稳定跟踪控制回路和弹体姿态控制回路产生严重耦合,影响了位标器的稳定与跟踪。针对半捷联导引头稳定平台的稳定与跟踪问题,提出了一种半捷联位标器稳定跟踪控制与弹体姿态控制的一体化方法。基于反步控制原理设计了控制律,通过合理选择反馈增益可保证系统的稳定性与动态性能。最后对一体化设计与传统分离设计进行了仿真对比。仿真结果表明:考虑位标器稳定跟踪回路与导弹姿态回路耦合的一体化控制器,不仅能够保证弹体姿态控制系统快速响应,还可以提高位标器的稳定跟踪性能,并降低位标器跟踪不上高速目标的可能性。 相似文献
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