电传飞机纵向自动驾驶仪控制律设计

在电传飞机纵向自动驾驶仪控制律的初步设计过程中，以电传飞机的纵向低阶等效系统为控制对象，采用零极点偶配置方法合理地配置零极点偶，使纵向自动驾驶仪控制律的设计得到了最大程度的简化，用所获得的控制律进行了数字仿真，仿真结果表明，纵向自动驾驶仪各个功能模式获得了良好的动态响应特性，满足了各项指标的要求，从而证明了这种设计方法是简便可行的。     

由开环零极点计算闭环品质及其在系统校正中的应用

文中介绍了一种根据开环零极点直接计算闭环系统品质的方法。可以根据开环零极点计算系统的剪切频率, 临界频率, 稳定裕度, 高频和低频性能。也可以根据开环零极点和闭环主导极点计算系统的过渡过程品质。利用复数计算尺进行上述计算是很方便而且准确的。将这个方法, 和对数频率特性法结合起来, 可以使系统校正比较直观、方便而且准确。     

飞机俯仰角位移控制系统积分式控制规律的改进及仿真

为使飞机以足够高的准确度保持在预定飞行轨迹上,飞机俯仰角位移(9)的控制性能及稳态精度至关重要.为改进飞机俯仰角位移控制系统的控制性能,运用根轨迹法对飞机俯仰角位移控制系统的积分式控制规律进行了分析和设计,为提高(9)的稳态精度,基于SISO Design Tool设计工具,对俯仰角位移控制系统的零极点进行校正配置,实...     

航空发动机主燃油执行机构容错控制

为了在主燃油计量活门位移传感器出现故障时仍能实现航空发动机全包线范围内的转速自适应控制,根据航空发动机转速自适应控制原理提出了一种基于零极点配置原理的容错控制方法,根据高压转子转速控制计划与实测转速之间的误差对主燃油控制电液伺服阀电流进行闭环运算,并运用零极点配置原理将控制参数与转速自适应控制相融合,参数在全包线范围内随发动机状态变化进行自适应调整,通过半物理模拟试验对该容错控制方法进行了验证。结果表明：该容错控制方法能够在全包线范围内保证数字电子控制系统稳定工作,并具有较好的稳态和动态性能,发动机高压转子转速稳态波动量在±0.15%以内,超调量和下降量分别在0.63%和0.61%以下,而且容错控制方法实施方便、自适应性强,对提高航空发动机数字电子控制系统的工作可靠性具有重要作用。     

抗荷阀-抗荷服系统的动态响应模型

抗荷阀 -抗荷服系统的动态特性是决定其抗荷效果的关键指标。本文在理论分析和系统辨识研究的基础上提出采用 4极点、1零点、1延迟的线性模型作为机械式抗荷阀 -囊式抗荷服系统的动态特性模型,该模型的理论输出与实验数据符合甚好。给出了模型的一般型式,同时分析了气源压力、阀门安装角、抗荷服容积等系统结构参数对模型的影响。     

一种近似解耦方法在飞控系统中的应用

应用输出及部分状态反馈、极点配置和奇异摄动法对某高性能飞机的多变量飞行控制系统进行了设计。基于Ｐｏｒｔｅｒ的研究,对其不足之处做了改进。设计中考虑了１／ｇ因子的项,并推导了相应的数学表达式。借助这些表达式可调整控制器的参数值以求减少系统中的耦合以及配置闭环系统的零、极点使其满足设计要求。基本实现了快速和解耦控制。     

同极型结构和零偏置电流控制对磁悬浮轴承损耗影响的试验分析

设计了性能参数相同的同极型和异极型径向磁悬浮轴承并应用于磁悬浮轴承转子试验系统,同时在轴向自由度分别采用有偏置和零偏置电流控制方式,通过试验系统的自由降速试验分析了不同径向磁悬浮轴承结构和轴向电流控制方式对支承损耗的影响.结果表明,同时采用径向同极型结构和轴向零偏置电流控制方式能有效减少磁悬浮轴承的能量损失,对提高伞电...     

滑膜变结构控制在两轮不稳定小车系统中的应用

将滑膜变结构控制应用于具有非线性及强扰动性的两轮不稳定小车系统.在给定系统的硬件结构及数学模型的基础上,设计出基于等速趋近律,指数趋近率和准滑动模态的变结构控制器.通过三种控制器与零极点控制器仿真比较,得出滑膜变结构控制可进一步削弱抖振,并验证其对外界干扰和系统参数变化不敏感性的优点.     

无速度传感器永磁同步电机直接转矩控制系统

详细阐述了零矢量在永磁直接转矩控制系统中的作用，指出如果合理应用零矢量，不仅能使永磁电机(PMSM)的DTC系统正常运行，而且能减少转矩脉动的频率和改善系统的性能。还研究了PMSM的DTC系统的无速度传感器技术，构建了包含零矢量在内的无速度传感器PMSM的DTC系统，仿真和实验都证明了理论的正确性。在无速度传感器的条件下，PMSM的DTC系统实现了宽范围调速，调速比达到了1：100。     

极坐标系下泊松方程的拟谱方法

极坐标系下的泊松方程,由于坐标原点的奇异性,给谱方法的实施带来了很大的困难。本文提出了一种新的拟谱方法,在径向上求解区域为[-1,1],采用标准的Gauss-Lobatto配置点;而在角方向上配置点均匀分布在[0,π]内。通过对配置点及空间导数矩阵的处理,成功解决了坐标奇异问题。同时也避免了配置点在原点附近的集中,极大改善了矩阵条件数,减小了舍入误差,从而提高了解的精度。数值实验表明,该方法具有很高的精度。     

一种涡轴发动机系统应急状态快速响应控制方法

针对直升机应急状态下特殊快速响应需求,基于涡轮放气原理,提出了一种新的应急状态快速响应控制方法.在应急状态下,除了燃油控制外,同时将涡轮放气量作为发动机控制变量,采用多变量鲁棒方法设计了应急状态直升机/涡轴发动机三变量快速响应控制器,该综合控制方法不仅实现了直升机垂飞通道的控制,而且在保持输出功率通道稳定,即自由涡轮转速恒定的前提下,借助于涡轮放气实现了燃气涡轮转速的闭环控制,有效实现了发动机功率快速跟随能力.最后,以直升机UH-60/涡轴发动机T700综合模型为对象,仿真验证了在直升机应急状态急升-急降过程中,直升机垂飞速度、发动机自由涡轮转速以及燃气涡轮转速跟踪指令的情况,结果表明:相比传统的PID(proportional integration differential)控制,基于快速响应控制方法建立的闭环系统响应迅速,动静态品质良好,能够达到直升机应急状态的特殊设计要求.      

涡扇发动机加减速控制规律设计的定状态法

为便于开展涡扇发动机过渡态控制规律的正向设计,提出了一种基于模型的定状态控制规律设计方法。通过固定发动机加减速过程中的转速状态量,逆向求解满足物理约束条件的最优燃油量,获得发动机最优加减速控制规律。以某涡扇发动机为例,使用该方法基于部件级模型动态仿真分别设计了发动机过渡态开环油气比控制规律与闭环转子加速度控制规律,结果表明:两种控制规律仿真结果基本一致,满足最短加减速时间的要求,发动机高、低压转速仿真曲线与设计状态一致,发动机涡轮出口总温、燃烧室余气系数和喘振裕度等主要参数均未超限,验证了所提出的涡扇发动机加减速控制规律定状态设计方法的正确性和有效性。      

Active control for performance enhancement of electrically controlled rotor

Electrically controlled rotor(ECR) system has the potential to enhance the rotor performance by applying higher harmonic flap inputs. In order to explore the feasibility and effectiveness for ECR performance enhancement using closed-loop control method, firstly, an ECR rotor performance analysis model based on helicopter flight dynamic model is established, which can reflect the performance characteristics of ECR helicopter at high advance ratio. Based on the simulation platform, an active control method named adaptive T-matrix algorithm is adopted to explore the feasibility and effectiveness for ECR performance enhancement. The simulation results verify the effectiveness of this closed-loop control method. For the sample ECR helicopter, about 3% rotor power reduction is obtained with the optimum 2/rev flap inputs at the advance ratio of 0.34. And through analyzing the distributions of attack of angle and drag in rotor disk, the underlying physical essence of ECR power reduction is cleared. Furthermore, the influence of the key control parameters, including convergence factor and weighting matrix, on the effectiveness of closed-loop control for ECR performance enhancement is explored. Some useful results are summarized, which can be used to direct the future active control law design of ECR performance enhancement.     

悬停状态电控旋翼桨距控制

针对改进型电控旋翼系统,首先建立了其各控制环节的数学模型,采用串级PID(proportion in-tegration differentiation)控制算法设计了悬停状态下电控旋翼桨距控制律,PID参数根据Ziegler-Nichols方法进行整定.通过仿真计算分析,初步验证了该控制算法对于桨距控制的有效性.以上述控制方法为基础,进一步开展了悬停状态下电控旋翼桨距控制的闭环试验研究,成功的实现了电控旋翼桨距幅值和相位的控制,验证了串级PID电控旋翼桨距控制算法的正确性和有效性.      

应用保护映射理论的高超声速飞行器自适应控制律设计

针对高超声速飞行器包线范围广、参数变化大的控制需求,应用保护映射理论提出一种高超声速飞行器的自适应控制律设计方法。首先建立整个飞行包线内的线性变参数(LPV)模型,在参数变化边界点设计一个初始的控制结构和参数,然后基于保护映射理论分析初始控制结构使闭环系统稳定的参数范围,通过迭代自动获取整个包线内满足性能指标的控制参数,进而通过多项式拟合设计出高超声速飞行器自适应控制律。所提出的方法能够根据初始控制结构自动寻找一系列满足性能要求的控制器参数,并确定这些控制参数满足闭环系统稳定的设计范围。仿真结果表明,所设计的自适应控制律能够确保高超声速飞行器大包线的设计要求,实现闭环系统的鲁棒稳定。     

气动弹性系统的阵风减缓与颤振主动抑制

针对Ｊ８飞机模型，研究了阵风减缓与颤振主动抑制的综合控制问题，应用现代控制理论设计控制系统，分别对机翼／外挂系统模型作开环和闭环分析。由数字式控制实现了阵风减缓与颤振主动抑制的风洞实验，风洞实验结果表明：设计控制律具有抑制颤振和减缓阵风响应的双重功能。     

非线性解耦控制理论在飞控系统设计中的应用研究

根据非线性解耦控制理论设计了用升降舵、副翼和方向舵控制飞机迎角、侧滑角和滚转角速度的解耦控制律，并进行了闭环系统数字仿真研究。飞机动力学的数学模型计及了非线性气动力、运动和惯性耦合因素；操纵系统动力学模型中考虑了舵面的惯性，位置和偏转速率限幅，仿真结果表明，所设计的控制律可有效地指令飞机进行大幅值的单自由度或多自由度机动飞行，控制律中的参数变化对闭环系统动态响应影响较显著，容易导致Ｈｏｐｆ分支现象     

基于DPS控制的双向全桥直流变换器的建模

为方便双向全桥直流变换器的稳定性分析以及闭环控制器的设计,利用广义状态空间平均法对工作在双重移相控制方式下的双向全桥直流变换器进行了建模研究,得到了系统的大信号模型,通过线性化处理,得到系统小信号模型,并根据小信号模型进行了控制器设计。利用Matlab仿真验证所建立模型的准确性以及闭环系统的稳定性,仿真结果表明,小信号模型能准确跟随系统输出,且闭环系统符合GJB 181B要求。     

飞行控制律对体自由度颤振特性影响试验

飞翼飞机易发生刚体短周期模态与机翼低阶弯曲模态耦合所致的体自由度颤振。飞行控制系统对飞机的短周期模态特性影响很大,因此考虑飞行控制系统的闭环体自由度颤振特性值得进一步研究。针对自主设计的颤振模型开发了相应的俯仰姿态保持控制律,综合运用风洞试验和仿真计算开展了相关研究,获得了不同刚体自由边界条件下的开环/闭环体自由度颤振特性,研究了闭环增益对体自由度颤振特性的影响规律,简要分析了影响机理。试验和仿真计算结果共同表明：俯仰姿态保持控制律明显地改变了俯仰模态阻尼的原有走势,闭环后的体自由度颤振特性变化明显。以开环颤振速度为基准,采用较小的比例回路增益K_P或较大的微分回路增益K_D,飞行控制律能增加飞行器俯仰阻尼,提高体自由度颤振速度,反之飞行控制律将导致颤振速度降低。就本文控制律而言,当K_P<0.07或K_D>0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用。     

基于时滞不确定理论的导弹鲁棒控制系统设计

针对含有参数不确定性、干扰和响应延迟的控制系统鲁棒性设计问题,采用状态反馈控制方法设计控制系统,使得闭环控制系统在保证渐进稳定的同时满足H∞性能指标要求.建立导弹控制系统的线性离散模型,将提出的基于时滞不确定理论的设计方法应用于导弹俯仰-偏航通道的自动驾驶仪设计.通过仿真计算,验证了提出的控制系统设计方法在气动参数摄动...