一种快速鲁棒自适应故障估计方法设计

针对一类线性系统的执行器故障,对一种快速鲁棒自适应故障估计方法进行了设计。所设计的自适应故障估计观测器在放松严格正实(SPR)条件的同时,还具备对干扰的鲁棒性。在设计观测器参数时,根据有界实引理,对干扰和故障变化率的影响分别设计不同的约束不等式,能够更灵活地调节二者对故障估计影响的比例,并且引入松弛变量设计不同的Lyapunov矩阵,降低了设计的保守性。在设计过程中,由于出现了非线性矩阵不等式,本文采用了锥补线性化的算法进行求解,最终求得了最优的观测器参数。最后通过对某飞行器控制系统的仿真证明了算法的有效性。     

基于对角占优的航空发动机多变量控制

提出了以对角占优为基础,结合线性矩阵不等式进行航空发动机多变量控制系统频域预补偿器的设计。该方法通过使用有界实引理,将多变量频域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,以达到削弱航空发动机多变量控制系统强耦合的目的。仿真验证表明,该方法有效地削弱了通道间的耦合,降低了控制器的阶次。     

时变广义系统的H∞控制

研究系统矩阵中含有范数有界不确定性广义系统的H∞控制问题，通过广义系统的有界实引理分析不确定广义系统容许性以及H∞干扰衰减问题，利用线性矩阵不等式方法和Schur补定理将时变广义系统H∞控制问题转化为对定常广义系统H∞控制问题进行研究，得出了具有时变不确定性广义系统在范数有界的约束下等价于定常广义系统的结论。     

带有双闭环滤波器的有限时间稳定变结构制导律

 在末制导过程中,为了取得较高的命中精度,制导律必须使视线(LOS)角速率较快收敛。为了提高制导律的性能,在假设未知不确定时变项有界的前提下,对带有双闭环滤波器的变结构制导律进行了研究。提出的变结构制导律能够使视线角速率及其一阶导数在有限时间内收敛至滑动模态域内,得到更加精确的等效控制并有效克服干扰的影响。通过引入高阶滑动模态,对有关定理进行了重新证明,简化了证明过程,加强了定理的结论,弱化了定理成立的条件。最后利用数值仿真验证了所研究方法的有效性。     

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。     

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。     

基于非奇异终端滑模的复合控制导弹反演设计

针对轨控式复合控制导弹制导末端的姿态控制问题,结合反演控制、二阶非奇异终端滑模和非线性干扰观测器技术,设计了一种新的反演滑模姿态控制方法.在反演设计的第一步采用动态面法,避免了传统反演设计存在的“计算膨胀”问题,并使姿态角跟踪误差收敛至原点附近任意小的邻域内;第二步设计引入了二阶非奇异终端滑模,使得角速率跟踪误差在有限时间内收敛至零,同时消除控制量的抖振现象.采用非线性干扰观测器补偿系统不确定性,并基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统所有误差信号最终有界.仿真结果表明了所设计的轨控式复合控制导弹制导末端姿态控制方案的正确性与有效性.     

基于几何设计法的航空发动机有限频域稳态抗扰控制器设计

传统发动机稳态抗扰控制器在设计时,控制性能指标未能充分考虑被控对象及干扰信号的典型特征,如可作为反馈用的传感器和执行机构数量有限、干扰能量只集中在有限频域等因素,往往抗扰控制器设计的较为保守,并不总能获得满意的抗扰性能。本文提出一种可以在有限频域内采用几何图解法进行性能改进的稳态抗扰控制器设计方法“几何设计法”,该方法可以直观地在复平面上定义闭环系统各输出量在有限频域内的控制性能指标以及控制量在受限情况下的系统抗扰性能极限,从而使用图解法的形式来解决有限频域抗扰控制器的求取问题。仿真结果表明,发动机在巡航稳态工况下,面对能量主要集中在2～16 rad/s有限频域的大气湍流马赫数干扰时,基于几何设计法设计的抗扰控制器相比传统混合灵敏度H∞控制器,风扇折合转速抗扰百分比提升30%以上的同时,推力抗扰百分比提升了15%以上。     

一种动态面神经网络鲁棒飞行控制律设计

提出一种基于RBF(Radial Based Function)神经网络和动态面控制的飞行控制律设计方法。针对飞机气动参数变化引起的非线性和不确定性,通过RBF神经网络在线逼近。动态面飞行控制律消除了反推设计方法中由于对虚拟控制反复求导而导致的复杂性问题。同时,在控制律设计中引入一个鲁棒因子项来补偿外界干扰和神经网络的逼近误差,提高了系统的鲁棒性,使整个系统获得更好的跟踪控制性能。基于Lyapunov稳定性定理证明了闭环系统的所有信号半全局一致终结有界,并且通过适当选择设计参数,跟踪误差可收敛到原点的一个小邻域内。最后,通过飞机俯仰运动飞行的数值仿真验证了该方法的有效性。     

区间变时滞系统的时滞相关鲁棒非脆弱H_∞控制

针对一类区间变时滞不确定系统的时滞相关鲁棒非脆弱H_∞控制问题进行了研究。基于时滞中点分割法和互凸组合技术,构造了一个包含四重积分项的Lyapunov-Krasovskii泛函(LKF),并利用新的积分不等式方法给出了LMI形式的时滞相关有界实判据;基于此给出了该系统非脆弱H_∞控制器的设计方法,该方法不需要参数调节且易于实现。仿真结果表明,所推导的有界实判据和所设计的控制器具有很好的鲁棒性和非脆弱性。     

涡扇发动机早期退化性能的线性变参数估计

针对涡扇发动机线性变参数(Linear parameter varying,LPV)模型,给出了一种新的早期退化航空发动机部件性能LPV滤波器设计方法.该方法采用仿射依赖于参数的二次Lyapunov函数,在仿射二次稳定性的基础上,引入多凸性引理将滤波器求解问题转化为线性矩阵不等式(Linear matrix inequalities,LMI)约束下的凸优化问题,避免了求解参数化线性矩阵不等式(Parameterized linear matrix inequalities,PLMI)约束下的优化问题.针对某型早期退化涡扇发动机的仿真表明,该方法能以较高精度估计性能退化参数,且鲁棒性强,增益调度简单,具有一定的工程意义.      

具有变截面驱动段及自由开口端的激波管流场计算

本文用随机选取法计算了一个具有变截面驱动段及自由开口端的激波管流场。在自由开口端,考虑了全部可能的出流及入流情况。计算结果表明,这种边界条件处理方法正确地预示了波系在自由开口端的相互作用及反射,与试验结果及BRL的一维流计算结果相比,三者吻合程度令人满意。     

凸曲线的求长问题

本文给出并证明了凸函数的一个新的性质（文中引理及其证明），依此证明了凸曲线是可以求出长度的曲线（文中定理及其证明）及凸函数是可以积分的函数。     

某飞机平尾振动特性研究

某飞机全动平尾的旋转频率是影响颤振特性的重要参数之一。飞机首次共振试验测量的平尾旋转频率偏低,不满足设计要求,因而成为影响试飞的一个难题。本文概述了非线性因素对平尾振动特性的影响以及为解决这一准题所采取的措施。     

基于LFT的鲁棒变增益控制的降保守性设计

研究了线性变参数系统的鲁棒变增益控制,介绍了基于LFT的鲁棒变增益控制的思想;针对目前基于LFT的鲁棒变增益控制的保守性,采用全块标量矩阵,通过减少对全块标量矩阵的结构约束;提出了一种保守性更小的稳定性判据,并且利用消元定理,给出了基于LFT的鲁棒变增益的输出反馈控制器存在的条件;同时给出了控制器的构建方式,并且给出了...     

自适应滑模容错跟踪飞行控制律的设计

当飞行控制系统操纵面发生卡死或控制效率损伤故障时,采用自适应滑模控制方法进行容错跟踪飞行控制律的设计。采用单位向量法进行滑模控制器的设计,利用李雅普诺夫理论和Barbalat引理设计自适应滑模调节规律,同时能够保证闭环系统的渐近稳定性。利用某型飞机线性化模型进行仿真,结果表明,带有自适应调节规律的滑模控制方法不仅适合于正常情况下飞行控制律的设计,而且对操纵面损伤和卡死故障情况具有较强的适应能力,具有很好的跟踪控制效果和强鲁棒性。     

Hale引理证明的修正

本文指出了著名的Ｈａｌｅ引理证明中的不足之处，并给以完善。     

气体润滑轴承-转子系统非线性动力学特征的实验

对高速气体润滑轴承转子系统进行了稳定性试验研究.通过轴心轨迹、频率耦合三维图、频谱和分叉图,分析了系统非线性行为特征.实验证明气体润滑轴承-转子系统中的气膜涡动是系统非线性失稳的主要原因,气膜涡动导致的倍周期分叉是系统进入混沌振动的必由途径.通过调整系统固有频率和气膜润滑涡动频率之间的耦合关系,使得失稳转速远离设计转速;以及利用试验中所证实的混沌"有界"性质,有效的控制振幅,将是提高转子-轴承系统非线性稳定性的新途径.      

频率域鲁棒性分析方法及其在飞控中的应用

主要研究了频率域鲁棒稳定性分析的新方法及其在收音机横侧控制系统中的应用。为了提高计算效率，基于Ｎｙｑｕｉｓｔ判据，提出了对数和鲁棒稳定性的新判据，为了简化多变量频率域鲁棒性分析和设计方法，进一步提出了递Ｎｙｑｕｉｓｔ阵对占优势判别式，使计算量大大减少，所提出的鲁棒性新判据在飞机横侧向控制中的应用表明，该方法可以得到讼人满意的结果。