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涡喷发动机多变量自适应加速控制 总被引:3,自引:0,他引:3
提出了一种模型参考自适应控制方法, 并应用于双转子涡喷发动机多变量控制系统。仿真研究表明, 该方法在整个飞行包线内均有满意的瞬态响应, 对非线性的建模不确定性具有较好的鲁棒性, 以及对多变量系统中较强的耦合作用有较好的解耦效果。与传统的调节器相比, 发动机加速时间约减少16%, 加速过程中发动机推力明显增加, 平衡状态仍可提高约9%。 相似文献
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一种航空发动机多变量自抗扰解耦控制律设计 总被引:1,自引:2,他引:1
研究了航空发动机多变量解耦控制律设计问题。提出了一种用于航空发动机多回路控制的多变量自抗扰解耦控制算法:首先通过静态解耦算法实现多变量耦合系统的静态解耦,而后通过ADRC非线性扩张观测器的补偿控制实现各回路的动态解耦,最终实现复杂多变量耦合系统的解耦控制。以某涡扇发动机非线性部件级实时数学模型为被控对象,基于上述多变量自抗扰解耦控制算法设计了发动机中间状态以上多变量控制律。在全包线内,与基于增广LQR控制方法设计发动机闭环系统,进行了对比研究。数字仿真结果表明,前者使得发动机闭环系统具有更好的指令跟踪和多回路解耦能力。 相似文献
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针对模型不匹配导致的模型预测控制性能下降的问题,提出了一种基于增广预测模型的航空发动机多变量约束预测控制器设计方法。在现有发动机状态空间模型基础上,将指令跟踪误差与系统状态的变化量增广为状态向量,设计增广预测模型以消除稳态跟踪误差,以控制量所需能量与模型预测输出误差最小为目标,利用带约束的序列二次规划(SQP)算法在线滚动优化控制变量。通过某型涡扇发动机非线性部件级模型的包线内不同状态下仿真分析,结果表明,控制系统无稳态误差,调节时间<2s,有效提高了发动机控制品质,实现了对输出量的限制管理。 相似文献
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基于逆控制和模糊逻辑的直升机飞控系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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基于压气机几何可调的自由涡轮式涡轴发动机部件级动态数学模型,利用可行性序列二次规划(FSQP)算法对多优化目标进行线性加权,提出了多变量多目标的涡轴发动机最优加速控制算法。仿真结果表明,提出的优化算法改善了涡轴发动机加速过程的品质;选择恰当权重的目标函数能大大缩短加速时间,进而改善发动机的动态性能,进一步发挥发动机的性... 相似文献
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由于火控系统误差模型未知且稳定性较差,采用Kalman滤波实现滤波时,其滤波特性较差;而此时最小二乘法是实际工程应用中的常用方法,但是容易产生参数爆发现象。文中提出了一种基于多输入-多输出(MI-MO)系统的递推阻尼最小二乘法,将其应用到火控滤波系统中。仿真结果表明,利用递推阻尼最小二乘法能达到递推最小二乘法同样的精度,且能明显抑制参数爆发现象,达到良好的滤波效果。 相似文献
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模型预测控制因其能够较好地处理涡扇发动机约束问题且实现多变量控制而具有较大的应用潜力。为了解决传统模型预测控制算法在实际应用中存在运算量大、实时性较差的问题,基于显式模型预测设计了航空发动机多变量控制器。在控制结构上采用多速率双闭环系统,保证了控制精度;在计算上通过多参数规划将在线优化问题转化为线性函数计算问题,大幅度减少了计算量;在发动机从开环切闭环的过程提出一种增量式切换方法,实现无扰切换。数值仿真和硬件在环仿真结果表明,转速和压比稳态误差分别不超过±0.25%和±1%,控制器在25ms控制周期内能完成计算,满足嵌入式系统实时性要求。 相似文献
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无刷直流电机(BLDCM)是一种多变量、强耦合、非线性、时变的复杂控制系统。由于其采用传统的PID控制时很难满足需要,所以针对BLDCM精确调速的控制问题,在基于传统PID控制上引入模糊控制设计了模糊PID控制,并在此基础上应用变论域的方法,设计了变论域模糊PID控制器。以BLDCM为模型,通过MATLAB建立其仿真模型。仿真和试验结果表明,采用变论域模糊PID控制的BLDCM与传统控制的BLDCM相比,具有响应速度快、超调小、控制精度高等优点。 相似文献
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《中国航空学报》2020,33(7):2014-2023
This paper considers a fault-tolerant control and vibration suppression problem of flexible spacecraft. The attitude dynamics is modeled by an interconnected system, in which the rigid part and the flexible part are coupled with each other. Such a model allows us to use the interconnected system approach to analyze the flexible spacecraft. Both distributed and decentralized observer-based fault-tolerant control schemes are developed, under which the closed-loop stability of flexible spacecraft can be ensured by using the cycle-small-gain theorem. Compared with the traditional method, this paper considers the faults occurred not only in the rigid parts, but also in the flexible parts. In addition, the application of the interconnected system approach simplifies the system model of flexible spacecraft, thereby the difficulty of theoretical analysis and engineering practice of fault-tolerant control of flexible spacecraft are greatly reduced. Simulation results show the effectiveness of the proposed methods and the comparison of different fault-tolerant control approach. 相似文献