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本文对综合推力矢量飞行/推进控制系统的设计方法进行了研究,在充分考虑了推力矢量飞行、推进子系统之间的相互作用后,建立了带推力矢量综合飞行/推进控制系统的数学模型,结合推力矢量研究的特点,采用鲁棒伺服LQG/LTR设计法,进行控制系统的设计,通过仿真实验,证明设计达到了要求,方法可行 相似文献
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H~∞方法在鲁棒飞控系统设计中的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
首先介绍具有良好鲁棒稳定性和鲁棒性能的 H∞方法 ,然后综述几年来 H∞方法在鲁棒飞控系统设计中的应用研究 ,详细说明 H∞ 鲁棒飞控系统设计问题的形成和求解过程 ,并分析模型 /控制器降阶 ,结构不确定性和非结构不确定性的同时镇定 ,多模型设计等与 H∞方法相配合的设计技术的使用 相似文献
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舰载飞机着舰精确轨迹控制研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对舰载机着舰过程的精确航迹控制要求,利用现有机上的控制设备,采用系统综合设计的方法,给出了两种航迹控制系统———风参考航迹控制系统和惯性参考航迹控制系统,通过仿真分析,给出了系统的性能差异。 相似文献
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导弹鲁棒高阶滑模制导控制一体化研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对传统制导与控制系统分开设计在拦截高速机动目标时的缺陷,提出一种高阶滑模制导控制一体化方法.综合考虑弹目拦截几何与导弹动态,根据零化视线(LOS)角速率的准则,将导弹制导控制问题转化为一个三阶积分链系统的镇定问题.基于几何齐次理论设计了标称系统的全局有限时间镇定控制律,同时针对目标机动和导弹气动参数摄动等带来的不确定性,利用超扭曲算法(STA)设计了补偿控制律.仿真结果表明,与传统制导与控制系统分开设计相比,本文所提出的鲁棒高阶滑模制导控制一体化方法具有更小的脱靶量,且导弹姿态和控制舵偏角的变化更加平缓. 相似文献
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基于二次稳定性准则,从可靠性这一新的角度考虑不确定系统的稳定性问题,提出了基于鲁棒可靠性的不确定系统鲁棒镇定控制器设计方法,将鲁棒控制器设计归结为基于可靠性的优化问题:以鲁棒可靠度为约束,极小化控制代价。依据该法设计的控制系统可满足稳定性意义上的鲁棒可靠性要求,并给出保证系统稳定性所要求的基本参数的最大鲁棒界限。适用于不确定参数的摄动范围准确已知和未知等情况。对F4E型战斗机的稳定控制器设计及对比研究表明了所提方法是实用、有效和可行的。 相似文献
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飞机鲁棒控制器的设计及检验 总被引:1,自引:0,他引:1
针对飞机鲁棒控制器设计中的检验问题,介绍了系统检验标准,讨论了系统检验的重要性,重点阐述了对系统进行稳定裕度检验、性能指标检验以及控制器脆弱性检验的方法。提出了利用军标要求对鲁棒控制系统进行性能指标检验,并给出了相应控制器脆弱性的检验方法。对某型飞机设计了纵向运动系统的控制器,并对其进行了系统检验。 相似文献
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无人机综合飞行/推力矢量控制 总被引:2,自引:0,他引:2
以某无人机为背景,主要研究大机动时带推力矢量的综合飞行/推进控制系统的设计方法。应用非线性动态逆方法,根据无人机本身具有明显不同时间尺度差异的动力学特性,结合奇异摄动理论将控制变量按照响应快慢分为4个回路进行了控制器的设计与仿真;设计推力矢量控制和气动控制相结合的控制器,实现飞行和推力矢量的控制综合;将无人机的任务转化为对飞行控制的限制条件,对所设计的控制系统进行了数字仿真,结果表明所设计的控制器能够满足飞机做大机动时的控制要求。 相似文献
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飞机总能量控制系统的研究Ⅰ——原理分析与系统设计 总被引:1,自引:0,他引:1
飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分析了总能量控制的基本思想,建立起包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,然后利用输出反馈和V规范型前馈解耦策略,对此系统进行解耦分析,设计出能实现飞行轨迹与速度间解耦控制的总能量控制律,并确定出系统的设计条件;最后以波音(Boeing)707飞机为对象,进行了具体的系统设计。 相似文献
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飞行/推进系统自适应神经网络综合控制仿真研究 总被引:2,自引:0,他引:2
提出一种基于发动机喘振裕度自适应的飞行 /推进系统综合控制。在发动机喘振裕度较大的某些飞行条件或飞行包线内,通过调整喷口面积,使发动机喘振裕度保持在一个较小值,既保证发动机稳定工作,又增加发动机推力,从而改善飞机的性能。采用分散控制方案,综合控制系统由 5个控制子系统组成。各控制子系统的设计采用自适应控制和神经网络相结合的方法,所提出的参数和权重的自适应调整律保证系统的稳定性。全包线范围内飞机平飞加速和爬升数字仿真结果表明,该综合控制方法可缩短飞机的平飞加速时间和爬升时间。 相似文献
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保持飞行迎角恒定的飞行/推力综合控制 总被引:9,自引:0,他引:9
迎角恒定的飞行 /推力综合控制能明显地改善飞机机动能力 ,使飞行轨迹对姿态有快速精确响应。论述了具有迎角恒定动力补偿系统的工作原理 ,研究其控制规律及设计方法 ,并与速度恒定的动力补偿系统进行比较。以舰载飞机自动进近着舰系统的动力补偿为例 ,给出了仿真验证的结果。 相似文献
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以一种新型运输机Ecolifter为参考模型,由飞机的一般运动方程,在扰动飞行条件下.对空气动力和空气动力矩、推力和推力矩进行线性化,结合稳态飞行运动方程,推导出稳态直线飞行条件下,Ecolifter的纵向和侧向线性化扰动运动方程。该方程是三升力面气动布局飞机飞行性能和动稳定性研究及一体化设计的基础。 相似文献