基于LMI活塞式发动机恒转速H∞动态输出反馈控制

汽油发动机具有非线性、时变时滞等特点, 传统PID控制方法很难保证发动机整个工作范围内恒转速控制的稳定性及性能要求.采用基于LMI(linear matrix inequality)的输出反馈H∞控制算法, 来实现活塞式汽油发动机的恒转速控制, 使其在负载扰动、工况变化和可变时间延迟的情况下都能保持期望的参考转速.离线仿真结果表明, 所设计的控制器满足小型无人直升机对发动机控制的抗干扰性、跟踪性要求, 并具有一定鲁棒性.      

涡扇发动机自增益调度H_∞控制器设计

对可以用LPV(线性变参数)系统表示的涡扇发动机对象,将其凸分解为多胞表示,利用多胞特性将整个控制器设计转化为对胞体顶点控制器的设计。然后利用LMI(线性矩阵不等式)方法,对多胞的各顶点设计具有单一Lyapunov函数满足H∞性能且极点在给定区域的输出反馈控制器,综合顶点控制器得到具有同样多胞结构的全局连续变增益控制器。通过与一般的PID控制器进行对比验证了此控制器的有效性。      

航空发动机H∞PI输出反馈控制——非严格正则LMI方法

基于传递函数矩阵H∞范数的等价原则思想,将非严格正则模型转化为严格正则模型。通过LMI求解方法,在考虑控制能量约束的条件下,对严格正则模型进行静态输出反馈PI控制器设计。提出了一种非严格正则模型静态输出反馈PI控制器求解的算法。以某型双转子涡喷发动机为被控对象,进行静态输出反馈PI控制器的LMI设计,并分区域在飞行包线进行了动静态性能和鲁棒性能仿真验证。     

基于内模原理的涡轴发动机状态反馈控制方法

某型涡轴发动机全权限数控系统采用了状态反馈控制方式.根据内模原理, 引入伺服补偿器, 使设计的控制系统不仅具有较强的鲁棒性, 而且在用于指令跟踪时能消除稳态误差;根据性能指标要求设计了状态反馈控制器, 从而提高控制系统的品质.与目前的PID控制方式相比较, 半物理模拟试验结果表明该控制方式有显著的性能改进.      

基于LMI的航空发动机多变量H_∞固定阶控制的研究

提供了一种新的航空发动机多变量静态输出反馈的固定阶PI控制器的设计方法。固定阶控制器的综合问题一般表征为满足双线性矩阵不等式(BMI)约束优化问题,获得BMI约束下的最优解非常困难。在航空发动机特定的控制条件下,将固定阶控制器的BMI问题转化为标准的线性矩阵不等式(LMI)问题,并推导出静态输出反馈的H∞固定阶控制器存在的条件及控制器的设计方法。使用该技术对某型涡扇发动机控制系统进行固定阶PI控制器设计,仿真结果表明,该控制系统其性能和鲁棒性满足要求。     

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.      

带矢量喷管的涡扇发动机动态过程研究

建立带矢量喷管的涡扇发动机动态数学模型。研究了矢量喷管偏转角和偏转角速度对涡扇发动机工作的影响。研究结果表明 ,不同的矢量喷管偏转角速度对发动机涡轮前燃气温度会产生不同温度峰值 ,而且温度峰值随矢量偏转角速度增大而增大。而在一定的不同矢量角作用下 ,发动机的阶跃响应过程调节参数无明显变化      

基于LMI的航空发动机混合H2/H∞输出反馈控制

针对Ｈ∞控制器在时域性能方面的不足,研究了混合Ｈ２／Ｈ∞控制问题,给出了一类结构摄动系统混合Ｈ２／Ｈ∞控制器存在的充要条件和控制器的设计方法。对某双转了涡喷发动机的仿真结果表明,可以对低压转子转速和低压涡轮后温度同时实现无静差鲁棒控制,并使闭环系统的动态性能品质获得明显改善。     

面向对象的涡扇发动机及控制系统仿真平台

研究了面向对象的航空发动机数值仿真平台实现机理, 构建了涡扇发动机及其控制系统模型库, 采用面向对象方法完成了模型库及辅助类库的代码实现;研究了交互式仿真界面及模块化构建仿真系统的关键技术, 在此基础上结合模型库、辅助类库构建了涡扇发动机及其控制系统通用仿真平台, 仿真结果表明, 该平台可计算发动机从零加速到最大状态的全程实时动态仿真, 动态误差小于8%, 控制系统响应快, 超调小, 能够满足发动机控制仿真的需求.      

某涡扇发动机高原起动试验研究

介绍了某型涡扇发动机高原起动试验研究,分析了高原起动存在的主要技术问题,介绍了小型可移动式地面试车台试验设备,讨论了高原起动的试验方法,研究了起动机和发动机的参数调整规律以及解决发动机高原起动的途径。      

基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模控制

针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下的单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制.采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型.利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的...     

基于输出反馈的柔性航天器变结构跟踪控制方法

为解决柔性航天器姿态机动的控制问题,给出了基于输出反馈的变结构跟踪控制算法。针对柔性航天器的大角度机动,在建立了柔性航天器相对参考轨迹的动力学方程的基础上,设计了仅利用航天器本体的角度和角速度信息的变结构跟踪控制器,使得姿态状态跟踪误差(包括姿态跟踪误差和姿态角速度跟踪误差)以及挠性附件的模态变量从任意的初始状态出发都会到达包含原点的一个闭集内,并且姿态状态跟踪误差能收敛到零,并给出了严格的数学证明。仿真结果证明了所提控制方法的可行性和有效性。     

基于功率反馈的涡轴发动机神经网络PID控制研究

通过对功率平衡关系进行分析,提出了利用功率反馈设计智能神经网络PID控制器的方法。基于BP（Back Propagation）神经网络,将功率信号作为神经网络的输入层信号,并改进了网络权值的学习规则。通过在线整定PID参数,控制器能够根据功率误差信号的变化实时调整控制参数,从而使系统自主寻找到功率平衡点,具有良好的稳态和动态响应特性。仿真结果表明：该方法可以使涡轴发动机在全包线范围内具有理想的控制性能。     

某于功率反馈的涡轴发动机神经网络PID控制研究

通过对功率平衡关系进行分析,提出了利用功率反馈设计智能神经网络PIO控制器的方法。基于BP(Back Propagation)神经网络,将功率信号作为神经网络的输入层信号,并改进了网络权值的学习规则。通过在线整定PID参数,控制器能够根据功率误差信号的变化实时调整控制参数,从而使系统自主寻找到功率平衡点,具有良好的稳态和动态响应特性。仿真结果表明：该方法可以使涡轴发动机在全包线范围内具有理想的控制性能。     

航天器有限时间输出反馈姿态控制

研究在角速度不可测时航天器的有限时间姿态控制问题。基于有限时间控制技术,提出了由修正Rodrigues参数进行姿态描述的航天器输出反馈姿态控制算法。首先设计了单个航天器的输出反馈姿态控制器,在没有角速度反馈时也能够保证航天器姿态在有限时间内调节到期望姿态。之后,设计了无需绝对角速度和相对角速度信息的多航天器分布式输出反馈姿态控制器。使用Lyapunov理论和图论,对闭环系统全局有限时间稳定性进行了严格的证明。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的航天器输出反馈控制算法的可行性和有效性。     

VTOL Aircraft Control Output Tracking Sensitivity Design

A method is presented for reducing trajectory sensitivity and achieving robust asymptotic tracking for linear feedback systems when there are parameter perturbations and disturbance inputs. The controller consists of a servocompensator containing the modes of the reference signals and disturbance inputs, a stabilizing feedback loop, and a feedforward compensator. Application of the method to the design of a vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft flight control system is discussed. The use of a precompensator allows performance maneuvers such that the aircraft tracks desired trajectories and the feedforward and feedback signals aid in reducing the trajectory sensitivity to variations of parameters due to change in airspeed and to wind gust. Simulation results are presented to show the robust tracking, disturbance rejection, and sensitivity reduction capabilities of the flight control system.     

不确定性非线性系统的自适应输出反馈控制

研究了一种不确定性非线性系统的自适应输出反馈控制方法.首先引入伪控制信号使系统反馈线性化,然后设计一个线性动态补偿器和在线神经网络,自适应消除不确定性和建模所引起的误差.仿真结果表明,该控制方法能够消除系统的稳态误差,提高系统动态性能,并且具有较好的鲁棒性.     

基于LMI的组合导航多目标控制

针对模型不确定性和噪声非高斯容易导致Kalman滤波精度下降的问题,研究了一类组合导航系统的鲁棒H2/H∞多目标控制问题。将组合导航误差状态方程转化为不确定系统多胞型描述,基于线性矩阵不等式(LMI)将控制器存在条件转化为凸优化问题进行求解。系统的稳定性通过Lyapunov稳定性理论得到保证,通过H2和H∞控制达到抑制干扰的目的,通过保性能控制提高系统的快速性,而对于非零初始条件通过极点配置加速初始阶段的收敛。由仿真结果可以看出,该方法收敛快、鲁棒性强、精度较高。     

多胞不确定时滞系统的输出反馈鲁棒预测控制

针对一类具有多胞结构的不确定离散时滞系统,提出了一种基于LMI的输出反馈鲁棒预测控制算法。根据Lyapunov稳定性理论,给出了保证系统鲁棒稳定性的充要条件,并将系统的鲁棒预测控制优化问题转化为易于求解的LMI问题。通过离线计算鲁棒预测控制器中的输出反馈增益矩阵,显著减少了算法的在线计算量。对系统输入、输出约束和状态时滞的考虑使所提出的鲁棒预测控制算法更接近于工程实践。而输出反馈的采用突破了以往算法中要求系统状态必须可测的限制,使算法具有更低的保守性。仿真结果验证了算法的有效性。