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.     

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。     

一种应用于混合H_2/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。     

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H∞理论的直升机解耦控制

针对直升机的特点,提出应用基于线性矩阵不等式的Ｈ∞控制理论对直升机进行解耦控制。分析讨论了设计中加权函数阵的选取,对在设计应用中出现的控制器运动模态过快的问题,提出了解决方案,通过对ＵＨ－６０直升机的“姿态命令／姿态保持”响应模式的解耦飞行控制器设计,验证了Ｈ∞控制理论对直升机解耦控制,以及所提解决控制器运动模态过快方案的有效性。     

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。     

双回路鲁棒控制方法在弹性飞行器中的应用

针对弹性飞行器综合鲁棒控制性能受模型降阶误差影响的问题,提出了一种双回路鲁棒控制设计方法.首先利用次优控制方法设计内反馈回路,有效降低了降阶后模型的误差界;然后采用混合灵敏度H∞鲁棒控制方法设计外回路,保证了系统的鲁棒稳定性和性能.仿真结果表明,双回路方法并没有增加控制器阶次,但在满足系统鲁棒稳定性要求的前提下较大地提升了控制器性能,其控制性能明显优于单回路鲁棒控制器.同时这种控制器能够有效降低控制系统与动力学系统间的不利耦合,延缓伺服颤振的发生,是一种非常适用于弹性飞行器的控制方法.     

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.     

过驱动飞行器积分滑模容错控制方法

针对过驱动飞行控制系统中执行器故障时的协调分配问题,提出了一种基于积分滑模的容错飞行控制器设计方法.引入虚拟控制思想,构造了多执行器故障条件下飞行器层级结构控制的数学模型.运用小增益定理,推导了系统闭环稳定的充分条件,并基于线性矩阵不等式,建立了最优状态反馈的凸优化模型.以积分滑模面切换函数为变量,选取李雅普诺夫能量函数,设计了渐近稳定的积分滑模控制器.仿真结果表明,该方法可综合考虑执行器完好和故障时的控制效能,能够实现多操纵面容错飞行控制,具有较好的鲁棒性.     

战斗机超机动飞行自抗扰控制器设计

提出了一种利用自抗扰控制器算法在大包线范围内设计超机动飞行控制系统的新方法。根据奇异摄动理论和自抗扰控制器能够动态补偿系统模型扰动和外扰的特性,在超机动飞行的快慢子回路中分别引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。控制律设计直接依据超机动飞行的强耦合、强非线性模型,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,大大简化了设计过程。大包线范围内的大迎角机动仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性,为解决大包线范围内的超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

基于模糊动态逆的飞机直接升力控制

针对飞机的直接升力控制问题,设计了一种将动态逆控制器和模糊控制器结合使用的新方法,并在系统参数优化过程中对ITAE准则进行改进。在ITAE准则的基础上,引入对正向误差的积分从而约束系统响应的超调量。通过对单纯直接升力控制模态和垂直平移控制模态的仿真实验,表明文章的模糊动态逆控制器能够实现具备良好鲁棒性的直接升力控制;通过对比模糊动态逆控制器和动态逆控制器的仿真结果,表明模糊动态逆控制器的动态性能和稳态性能优于动态逆控制器。     

机动飞行指令跟踪系统的鲁棒动态逆设计

简要介绍了用非线性动态逆解耦方法设计面向机动飞行的指令跟踪系统的过程。为了提高动态逆的鲁棒性,详细介绍了利用μ－分析/综合方法设计鲁棒控制器的方法、步骤、经验和设计结果。仿真表明,所设计的鲁棒动态逆控制器是有效的。     

基于多模型方法的全包络鲁棒飞行控制器设计

利用新一代歼击机不同平衡点的多个非线性子模型对其机动飞行的全包络模型进行逼近。对于每一个子模型,设计相应的动态逆控制器,应用模糊神经网络产生控制器切换决策,实现不同飞行状态下不同模型控制器之间的相互切换。同时为了提高多模型飞行控制效果,对各模型控制器的输入及输出采样并作为神经网络的学习样本,形成一个全包络内的多模型统一神经网络控制器。最后通过歼击机的大迎角机动仿真来验证所设计的基于多模型的统一神经网络控制器的有效性,仿真结果表明所设计的统一神经网络控制器是有效的。     

航空发动机多变量模糊PID控制

普通PID控制器以其简单、实用、易于实现,在经典控制中倍受青睐。但是,对于像航空发动机这样复杂的非线性系统,这种控制器的控制效果就不够理想了。模糊控制理论的建立为这种问题的解决奠定了基础。本文针对航空发动机难于建立精确数学模型的特点,提出了发动机模糊PID参数自适应控制方案,并且对某型航空发动机进行了全包线内的数字仿真。仿真结果表明发动机模糊PID控制不仅不依赖于精确的对象模型,而且具有满意的动、静态性能。      

空间站姿态/动量联合非线性控制

从Lyapunov稳定性理论出发,设计了一个非线性控制器,实现了空间站姿态和控制力矩陀螺角动量的联合控制。在此基础上,为抑制周期性环境干扰力矩对姿态控制性能的影响,引入了周期性扰动抑制滤波器,对非线性姿态/动量控制器进行了改进。改进的控制器不但可以抑制空间站姿态的周期性波动,而且可在满足特定飞行任务的前提下,建立空间站指向和控制力矩陀螺动量管理间的折中。控制器参数物理意义明确,易于调整。对空间站姿态控制/动量管理系统的仿真结果表明,该控制器是可行的。     

Fuzzy自整定PID控制器设计及其MATLAB仿真

针对常规PID控制器不能在线进行参数自整定的问题,结合模糊控制技术,提出了一种模糊自整定PID参数的方法,运用MATLAB进行仿真研究表明,该模糊自整定PID控制器既具有PID控制器高精度的优点,又具有模糊控制器快速、适应性强的特点,使被控对象具有良好的动、稳态特性。     

永磁同步电机驱动系统的反步与无源协调控制

针对永磁同步电机(PMSM)驱动系统中,只利用信号控制器或能量控制器难以兼顾良好的动态特性与较低的能量损耗,提出了基于信号与能量的协调控制策略。首先,利用反步法设计信号控制器,以加快系统的动态响应。然后,从能量的角度出发,利用无源控制中的Euler-Lagrange(EL)模型设计能量控制器,以降低系统稳态运行时的能量损耗。进一步设计协调函数,将信号控制器与能量控制器进行协调,从而构成协调控制器。另外,当负载转矩未知时,设计了负载转矩观测器用来估计负载转矩。在MATLAB/Simulink平台上对所设计的协调控制系统进行了仿真,仿真结果表明,所提出的协调控制策略能够充分结合信号控制器和能量控制器的优点,获得良好的动态和稳态性能,减小PMSM损耗。     

基于逆控制和模糊逻辑的直升机飞控系统设计

提出了一种基于模型的逆控制技术与基于规则的模糊控制技术相结合的直升机飞控系统设计方法，以解决当直升机数学模型不确定时飞控系统的设计问题，并设计了相应的逆控制器及模糊控制器。仿真结果表明，所设计的飞控系统具有良好的动态响应、较强的鲁棒性及满意的解耦效果，在直升机飞行控制系统的设计中有一定应用价值。     

基于Supertwisting滑模永磁同步电机驱动的转速和转矩控制

针对永磁同步电机(PMSM)空间矢量的直接转矩控制方案超调频繁、响应时间慢等问题,将传统的转速PI控制器和转矩PI控制器替换成Supertwisting滑模控制器,并从理论上证明了Supertwisting滑模控制器用在转速环和转矩环上能在有限时间内收敛。借助MATLAB/Simulink仿真软件研究了PMSM的转矩脉动,分析了其动态响应速度。仿真结果表明,在空间矢量直接转矩控制中采用Supertwisting滑模控制器与PI控制器相比有更小的转矩脉动,提高了动态响应速度并且解决了超调频繁的问题。     

Wide-range model predictive control for aero-engine transient state

To perform transient state control of an aero-engine, a structure that combines linear controller and min–max selector is widely adopted, which is inherently conservative and therefore limits the fulfillment of the engine potential. Model predictive control is a new control method that has vast application prospects in the field of aero-engine control. Therefore, this paper proposes a wide-range model predictive controller that can control the engine over a wide range within the flight envelope....