基于简单自适应控制的滑模飞行重构控制律

为提高飞行重构控制系统的鲁棒性,提出了一种基于简单自适应控制的滑模变结构重构控制律设计方法。采用简单自适应控制取代传统的等效控制律,可以较好地解决原等效控制律求取完全取决于被控系统结构和参数以及计算复杂等问题;同时引入饱和函数替代符号函数来减弱变结构控制的抖振现象;利用李雅普诺夫稳定性理论分析了该重构飞行控制系统的稳定性;以某型飞机侧向飞行控制系统为例,进行了仿真分析与研究。结果表明,该方法对操纵面损伤等故障具有较强的适应能力,使重构飞行控制系统在跟踪参考输入信号时具有较好的鲁棒性。     

几种非线性特性对变结构控制系统的影响研究

变结构控制(滑模控制)具有使系统在有限时间收敛、精确跟踪、对参数不确定性和外界干扰具有不变性的特点,它在控制对象模型不精确的情况下可以维持系统的稳定并能保持良好-致的性能,而且设计方法简单.然而在实际应用中变结构控制器将经受种种非线性特性对变结构控制系统的影响,文章简单分析了饱和、死区和时间滞后几种非线性特性对变结构控制系统的影响,并给出了仿真结果.     

考虑非线性因素的阵风减缓系统建模与仿真

主动阵风载荷减缓系统普遍存在多种非线性特性,它们对系统的动态响应有复杂的影响,导致基于线性系统设计的控制方法无法达到预期的性能或稳定性。针对通用运输类飞机,采用有限元和偶极子网格方法建立了气动弹性模型的状态空间,采用描述函数法建立了控制系统中典型的饱和、延时和迟滞3种非线性模型,提出了含非线性环节的液压作动-气动弹性混合模型,对比分析了不同非线性因素对主动阵风载荷减缓系统的影响。仿真结果表明,系统非线性会引起相位滞后、降低系统动态跟踪特性以致降低阵风减缓效果,严重情况下将引起极限环振荡乃至发散。     

基于保护映射理论的鲁棒控制新方法

针对现代控制系统不确定性的问题,基于保护映射理论提出了一种新的鲁棒控制方法.利用保护映射理论,构建控制器增益与闭环系统极点间的联系,通过配置闭环系统极点,改善控制系统的动态特性和稳态性能,以满足期望的性能指标.整个设计过程中控制器结构固定,只需一个初始增益,即可实现系统的鲁棒控制.仿真研究显示对含参数变化的2阶系统模型,该方法能够自适应地获取满足整个变化系统控制性能的控制器增益,同时Monte Carlo随机试验表明了系统参数随机变化下,所求控制增益仍满足系统控制性能要求,从而保证了控制过程的鲁棒性.      

直流电机网络控制系统仿真

对直流电机网络闭环控制系统进行仿真分析,根据电机网络闭环控制系统原理建立仿真模型。对具有数据丢包的直流电机网络伺服控制系统输出响应特性进行仿真,比较系统分别采用PI控制及增益,可调PI控制方式时的输出特性。结果表明,相比常规PI控制增益可调PI控制方法在网络环境下具有更好的控制特性。该研究为网络伺服控制技术提供可靠的参考依据。     

射手模型优化与辨识及其对图像制导的影响

基于数据链通信的人在回路制导模式额外引入了射手动力学而且存在图像信号延时,含有射手动力学的控制回路会对目标在视场（LOS）中的误差角进行跟踪补偿,从而提升图像制导弹药的制导控制性能。为探究射手动力学和图像信号延时对人在回路制导性能的影响,基于真实的图像导引头模型及参数,设计校正网络以满足导引头稳定回路的性能需求;引入两类射手模型,针对射手模型2,优化模型结构并通过贴近真实环境的辨识实验得到动力学参数,弥补了现有建模的不足。基于射手对不同图像信号延时的适应性,对比研究了两类射手模型与不同图像信号延时对导引头控制系统稳定性、快速性和人在回路比例导引制导精度的影响。仿真结果表明：图像信号延时越长,导引头跟踪速度越低、误差角越大,制导系统的收敛时间越长;优化后的射手模型2及其参数辨识更准确地描述了射手的操作行为,对制导系统的影响较低且满足系统性能要求。     

基于某型航牢发动机的综合控制系统试验平台设计

针对多数半物理仿真试验平台系统的结构简单、功能单一、无法模拟控制系统在发动机上真实工作的情况,设计了基于真实外部管路的控制系统综合半物理试验平台,对试验平台的重要环节进行了建模和仿真分析,并进行调试试验。测试结果表明:半物理仿真试验平台可满足控制系统综合试验的性能调试、功能验证和故障复现等要求,对某型航空发动机控制系统的研制具有重要指导意义。     

高空台进气控制系统压力PI增益调度控制研究

针对高空台进气控制系统压力在整个工作范围内的精确控制问题,提出了一种基于高空台进气系统压力的PI增益调度控制设计方法,基于管道热流动力学理论提出了一种变比热的管道容腔建模方法,相对于定比热建模方法能够减少建模存在的不确定性问题。在考虑变比热的管道容腔、调节阀流量特性、液压伺服动态、传感器增益等对进气系统造成的建模不确定性的基础上,建立了完整、准确的高空台进气系统模型;在进气系统工作范围内采用24个稳态点小偏差范围内设计的最优PI控制器作为大范围过渡态工作的基底进行控制增益调度。数字仿真表明,采用这一方法一致性好,性能明显地优于传统PI控制方法;半物理仿真进一步验证了本文提出设计方法的有效性,稳态误差不大于0.1%。     

Ⅱ型PIO抑制分析及优化

飞行控制系统(人工/自动)控制增益过大、自动飞行控制系统工作异常,会导致作动器饱和,产生飞行操控延时,引发PIO(驾驶员诱发振荡)。本文在阐述了PIO产生机理的基础上,分析了Ⅰ型和Ⅱ型2种软件速率限制,探究了它们的开环和闭环特性;并研究了一种新的PIO抑制方法:通过优化装置,减小驾驶员操控指令及其与舵面实际偏转角之间的相位差,从而减少飞行操控延时,避免作动器饱和而降低舵面控制效率情况的发生。仿真研究表明,采用该方法可以有效地解决因作动器速率限制而引发的PIO问题。     

涡扇发动机滑模参数限制调节器设计与仿真

以涡扇发动机参数限制保护为目标设计了一种滑模(SM)调节器.采用区域极点配置的混合范数综合法设计了滑模调节器的反馈增益系数;根据全局渐近稳定性判据验证了本滑模控制仿真的稳定性;基于滑模调节器在仿真环境中进行了控制系统的建模,对不同的滑模可调参数切换增益进行了比对分析,并选取了某一组切换增益值作为后续仿真的基准参数;仿真对比分析了滑模调节器和线性调节器的调节效果.结果表明:基于滑模控制方法所设计滑模参数限制调节器在发动机过渡态过程中对发动机进行主控,克服了线性参数限制调节器在过渡态过程几乎无法实施控制的缺点; 该设计的滑模参数限制调节器能在7s内实现发动机过渡态的参数限制保护功能.      

差动活塞式热气自增压系统方案研究

针对液体姿轨控发动机差动活塞式热气自增压系统,设计了间接比对式、直接比对式和电磁阀控制式等三种方案,分析了系统工作原理,建立了动态仿真模型,进行了动态特性研究,并分析了各方案技术特点。研究结果表明：间接比对式系统起动药量为2.64g,起动时间为0.688s,系统自锁时贮箱压力为7.58MPa（偏离额定值9.86%）;可预包装设计。直接比对式系统起动药量小（2.43g）,起动响应快（0.573s）,推进剂贮箱最大工作压力小（7.09MPa,2.75%）;该方案引入了阀芯杆处热滑动密封及流量调节器气液腔隔离面的热隔离防护需求,热控要求高,技术难度较大;可预包装设计。电磁阀控制式系统起动药量小（2.43g）,起动迅速（0.438s）,推进剂贮箱工作压力稳定;测控的引入有功耗需求,并增大了系统体积和质量,不能进行独立的预包装设计。     

高速开关阀在起落架半主动控制中的应用研究(英文)

To select or develop an appropriate actuator is one of the key and difficult issues in the study of semi-active controlled landing gear. Performance of the actuator may directly affect the effectiveness of semi-active control. In this article, parallel high-speed solenoid valves are chosen to be the actuators for the semi-active controlled landing gear and being studied. A nonlinear high-speed solenoid valve model is developed with the consideration of magnetic saturation characteristics and verified by test. According to the design rule of keeping the peak load as small as possible while absorbing the specified shock energy, a fuzzy PD control rule is designed. By the rule controller parameters can be self-regulated. The simulation results indicate that the semi-active control based on high-speed solenoid valve can effectively improve the control performance and reduce impact load during landing.     

基于自适应模拟退火算法的航空电磁阀优化研究

电磁阀是组成航空发动机数字电子控制系统的重要部件,其响应的快速性是制约航空发动机数字电子控制系统性能的重要因素。根据某型航空电磁阀的设计原理构建了一种电磁阀数学模型,并使用设计参数及实际的试验、试车数据对所建成的航空电磁阀数学模型进行了验证。验证结果显示,所设计的电磁阀数学模型具有较高的动静态的精度,在此基础上,设计了一种基于自适应模拟退火算法的航空电磁阀优化方法,并对电磁阀的线圈匝数、阀芯质量、工作气隙的宽度和模型管直径等4个重要参数进行了优化。研究结果证实,相比于原设计方案,参数优化后的电磁阀开启响应时间缩短了50%,关闭响应时间缩短了45.4%。     

AMESim仿真技术在高速电磁阀中的应用

以某型航空发动机电子控制系统中的高速电磁阀为研究对象,针对建模仿真问题进行了研究.分析了高速电磁阀工作原理,运用AMESim建模仿真平台,建立了高速电磁阀较为精确的数学模型,并对所建模型的占空比-流量特性进行仿真分析,与该型电磁阀试验数据进行比较,分析所建数学模型的精度及准确性.仿真结果表明:所建高速电磁阀数学模型的占空比-流量特性误差保持在8%以内,能够满足产品所规定的精度要求.      

高速电磁阀响应特性的研究

为实现电磁阀的高速响应的要求,提出了自行设计基于电容放电的驱动电路,通过仿真研究,确定驱动电路参数的取值范围。对电磁阀线圈结构参数对响应特性的影响进行了仿真与试验研究,仿真和试验结果的比较表明设计电磁阀具有较好的动态响应特性。     

某型涡轴发动机等压差活门建模分析

考虑某型涡轴发动机燃油流量调节器通道截面的局部能量损失,推导出流经计量油针的燃油流量方程,在此基础上详细分析等压差活门的功用、结构组成及其工作原理,以连续方程和力平衡方程为基础,采用线性化处理方法,建立等压差活门的数学模型。通过分析等压差活门系统结构,得到等压差活门系统的传递函数,进而对其稳定性进行分析,计算单位阶跃输入的稳态误差。结果表明:以流量方程和力平衡方程为基础建立等压差活门数学模型的方法可行,分析出等压差活门稳定工作条件和稳态误差的主要影响因素,并且为燃油调节器数学模型的建立以及仿真计算奠定了基础。     

A theoretical and 1-D numerical investigation on a valve/valveless air-breathing pulse detonation engine

The important operating characteristics of pulsed Pressure Gain Combustion (PGC) propulsion are the pressure gain of the combustor component and the propulsive performance gain of the engine. A ramjet-type valve/valveless air-breathing pulsed detonation engine with a supersonic internal compression inlet is investigated. Based on an ideal thermal cycle, the ideal equivalent pressure ratios (π_cb) of the Pulsed Detonation Combustor (PDC) are obtained theoretically which are directly related with the propulsive performance of the engine. By introducing an orifice loss model into the cycles, the critical pressure drop ratios through the orifice for the PDC achieving pressure gain and the engine achieving thrust gain are studied. More influencing factors are investigated by the use of a one-dimensional (1-D) numerical simulation model. The operating characteristics of the pulse detonation engine are investigated with changes of the valve type, the inlet/outlet area ratio of the PDC, the nozzle area ratio, and flight conditions. All these factors can affect π_cb of the PDC, and π_cb can be optimized by changing the geometry of the engine. The most important influence parameter is the valve type. When using an orifice-type aerodynamic valve, simulation results show that the PDC cannot achieve the pressure gain characteristics. When a supersonic internal compression inlet is introduced to the engine, whether the Pulse Detonation Engine (PDE) can achieve thrust gain comparable with that of an ideal Brayton cycle engine not only is related to the pressure gain of the combustor, but also needs to optimize the engine structure to reduce the total pressure loss.     

多循环脉冲爆震发动机工作过程中的延迟时间研究

为了提高两相脉冲爆震发动机(PDE)工作的协调性, 运用离子传感器、动态压力传感器, 对爆震燃烧的几个延迟时间以及供油电磁阀工作性能进行研究.研究表明:以汽油为燃料、空气为氧化剂的气动阀式PDE, 点火延迟时间为3.0-4.5 ms, 气动阀关闭滞后点火信号发出4.9-6.4 ms, 供油电磁阀开、关延迟分别为2.4ms和3.4 ms左右.缓燃向爆震转捩时间为3.0-3.8 ms.PDE工作频率大于20 Hz时, 电磁阀不能按设定时间工作.研究成果对PDE工作过程的协调及有效控制具有参考价值.      

电动气阀动态特性及反力因素的影响

建立了电动气阀吸动过程的数学模型并进行了动态特性的数值计算，详细分析了反力因素对电动气阀动态特性的影响。计算结果表明：该阀的衔铁在被触动后能很快地吸到最小气隙处；适当地减小压缩气的入口压力和弹簧预紧力有利于提高电动气阀的响应能力，有利于延长电动气阀的使用寿命。     

燃油计量组件试验液压控制系统研究

为了准确测试航空发动机燃油计量组件的性能状态,对其性能试验的控制系统进行研究。基于燃油计量组件的结构、工作原理以及试验要求设计液压控制系统,采用由伺服电机、丝杠和光栅传感器组成的位移伺服控制系统实现计量组件阀芯位移的精确控制,提出“泵阀复合控制+进、出口压力协调控制”的控制策略,以实现计量组件出口压力和进、出口压差的精确控制。结果表明:该燃油计量组件阀芯位移控制精度可达到±0.001 mm,计量组件后压力及前后压差的控制精度均可达到±0.002 MPa,该燃油计量组件性能试验控制系统可以满足性能试验的需求。