非线性解耦控制与飞机敏捷性机动

首先介绍了以微分几何控制理论为基础的非线性系统解耦理论，给出了解耦控制律的综合方法及解耦闭环系统平衡点的计算方法，并对解耦系统的稳定性进行分析，随后用非线性解耦理论研究了飞机非线性运动的三种解耦运动模式，并讨论了飞机非线性解耦控制规律的线性近似解，最后用飞机非线性运动的三种解耦运动模式实现了三种形式的敏捷性机动，结果是满意的。为飞机敏捷性，直接力控制和过失速机动问题提供了一种理论研究方法。     

BTT导弹机动飞行非线性解耦控制

使用微分几何控制理论研究了 BTT导弹在倾斜转弯时的非线性解耦控制问题。首先给出了非线性系统实现解耦的充要条件 ,然后推导了 BTT导弹在倾斜转弯时的非线性解耦控制律 ,最后利用所推导的控制律对某型 BTT导弹进行了仿真研究。仿真结果表明 :所设计的非线性解耦控制律能很好地抑制导弹在倾斜转弯时的纵侧耦合 ,同时导弹的纵向过载及滚转角能很好地跟踪参考输入指令。     

尾旋自动防止系统非线性解耦控制律综合方法

将非线性解耦控制理论应用于飞机尾旋自动防止系统中,给出一种考虑尾旋动态特性的解耦控制律综合方法。根据某架现代战斗机的数学模型,用这种方法设计了用升降舵、副翼、方向舵对迎角、侧滑角和滚转角速度解耦的尾旋自动防止控制律。相应的闭环系统数字仿真取得了满意的效果     

飞机突防飞行非线性解耦控制的实时仿真方法

非线性解耦控制系统仿真是当前研究的重要方向之一。本文提出了一种仿真飞机大大气扰动下突防飞行非线性解耦控制的简便方法，该法用飞机指令变量的跟踪特性来仿真系统的解耦控制特性和对期望突防迹的跟踪特性，具有方法简单，易实现，计算稳定，实时性较好，结果准确，仿真检验人可介入，可在无地形的视景设施条件下使用等特点。可用于设计选择解耦控制律参数，研究和检验飞行器运动的解耦控制特性及其它非线性解耦控制系统的实时仿真研究。     

机动飞行非线性解耦控制

给出了非线性解耦系统平衡点的计算公式。用微分几何控制理论研究了飞机非线性运动的 3种解耦运动模式,并用这 3种模式实现了 3种形式的敏捷性机动和直接升力控制的 3种基本模式,即 An,α1和α2 模式。计算结果表明,给出的 3种解耦模式能精确地实现这些运动模式。为飞机敏捷性和直接力控制问题提供了一种理论研究方法     

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     

基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦设计

导弹大迎角飞行时,系统非线性特性非常明显,各通道间有很严重的气动交叉耦合现象.为实现对系统的非线性解耦,构造了基于神经网络动态逆的大迎角导弹解耦控制器,设计了非线性动态逆系统,利用RBF神经网络逼近逆误差.仿真实验结果表明:所设计的控制系统具有良好的解耦和指令跟踪能力.     

一种航空发动机多变量自抗扰解耦控制律设计

研究了航空发动机多变量解耦控制律设计问题。提出了一种用于航空发动机多回路控制的多变量自抗扰解耦控制算法:首先通过静态解耦算法实现多变量耦合系统的静态解耦,而后通过ADRC非线性扩张观测器的补偿控制实现各回路的动态解耦,最终实现复杂多变量耦合系统的解耦控制。以某涡扇发动机非线性部件级实时数学模型为被控对象,基于上述多变量自抗扰解耦控制算法设计了发动机中间状态以上多变量控制律。在全包线内,与基于增广LQR控制方法设计发动机闭环系统,进行了对比研究。数字仿真结果表明,前者使得发动机闭环系统具有更好的指令跟踪和多回路解耦能力。     

神经网络解耦控制方法在协调加载中的应用研究

在飞行器结构强度试验中，电液协调加载系统能否准确模拟实际结构上的载荷历程对于试验数据的可靠性及飞行器结构的安全设计有着重要的意义。本文针对电液协调加载系统各通道间具有强耦合、非线性、时变等特点，应用神经网络解耦控制技术实现载荷解耦，并进行了两通道的协调加载试验。系统运行结果表明，该方法动态控制效果良好，能够准确地实现各通道间的协调加载控制。     

非线性动态逆系统在飞行控制系统应用中的几个问题研究

对非线性动态逆方法在飞行控制系统应用中的理论问题进行了研究,采用Singh算法证明了当前两种主要设计算法的等价性;并用逆系统的方法重新给出了非线性动态逆的解耦结构,这种结构的优点有利于工程上的应用和理解;在Singh算法意义下,得到了飞行控制系统设计中常用的一阶形式逆系统的定义和有关性质。     

硬式加油伸缩杆非线性解耦控制仿真研究

多输入/输出、耦合、非线性硬式空中加油伸缩杆解耦控制是加油控制系统设计的关键。当系统满足一定条件时,采用逆系统方法将原系统等效为线性系统,并在此基础上对解耦系统进行PI控制,以实现满意的控制效果。通过MATLAB/SIMULINK建立了伸缩杆模型并设计了解耦控制器,仿真结果表明该解耦方法很好地消除了系统间的耦合作用,能够满足工程设计的需要。     

基于解耦控制的飞机飞行控制方法仿真研究

系统深入地研究了基于状态空间法的解耦控制理论,并对其在飞机纵向解耦控制中的应用进行了仿真研究.应用局部解耦的方法构造了满足解耦控制条件的多变量系统,得出了既可对飞行状态解耦也可以改善系统响应性能的一般控制方法.仿真结果表明,该方法行之有效,并可推广应用到飞机横航向解耦控制.     

基于解耦控制的飞机飞行的控制方法仿真研究

深入地研究了基于状态空间法的解耦控制理论，并用此理论对飞机的纵向和横航向的某一飞行状态进行了仿真，得出了既可解耦也可以改善系统响应性能的控制方法。仿真中应用局部解耦的方法构造满足解耦控制条件的多变量系统，局部解耦控制有利于解耦控制方法在飞行控制系统中的应用。     

输入-输出非线性反馈线性化方法在硬式空中加油控制系统设计中的应用

 通过对硬式空中加油技术的研究,建立了硬式加油伸缩杆数学模型,结果表明该伸缩杆系统为一个多输入-多输出(MIMO)、耦合、非线性系统。这样解耦控制就成为系统设计的关键。当系统满足可解耦条件时,采用一种基于输入-输出(I/O)非线性反馈线性化的微分几何方法,输出与等效新输入之间呈现线性微分方程关系,选择合适的反馈形式可使伸缩杆的姿态控制解耦。解耦后,伸缩杆就可分解为俯仰和滚转方向两个相互独立的单输入-单输出(SISO)线性子系统。在MATLAB中建立了伸缩杆及其解耦模型,并进行了仿真研究。结果表明该解耦方法很好地消除了系统间的耦合作用,能够满足工程设计的需要。     

总体最小二乘法在NGMIMU静态解耦中的应用

无陀螺惯导系统的线性耦合是一种严重影响测量精度的系统误差。根据无陀螺惯导系统的耦合特性和总体最小二乘法 (TLS)的性质提出了一种全新的线性解耦算法 ,该算法在解算耦合系数时同时考虑了加速度计的输出误差和标定信号的输入误差 ,得到耦合系数的TLS解对输入值和输出值同时具有范数最小 ,然后用求得的耦合系数对加速度计输出进行重构 ,从而实现解耦。仿真结果表明经该算法解耦后的角速度测量值解耦误差率在 8%以下 ,解耦效果较好 ,验证了该算法的有效性。     

基于QDRNN网络的航空发动机多变量解耦控制

针对航空发动机非线性模型的复杂性,通过对准对角递归神经网络(QDRNN)及梯度下降法(GMD)的分析,研究了基于QDRNN网络的航空发动机多变量解耦PID控制系统.阐明了该算法的结构和原理,通过对设计点及非设计点的仿真.研究表明,QDRNN网络结构相对简单,易于构造训练算法,较好地解决了双变量控制系统中变量之间的耦合作用.      

带输入饱和的直升机信息融合解耦控制算法

针对带输入饱和的直升机解耦控制问题,提出了一种改进的信息融合解耦控制算法,通过融合主通道和相应耦合通道期望输出和控制能量的软约束信息,以及系统状态方程和输出方程的硬约束信息,获得二次型性能指标下解耦控制律的最优估计,使直升机的内回路控制具有良好的动态特性和解耦性能。通过控制能量软约束信息的自适应调节,使求取的控制量满足输入饱和限制要求,避免了因输入饱和导致的解耦性能变差和驱动器过载问题。提出的信息融合控制算法基于被控对象的离散模型实现,容易应用于工程实际中。仿真结果表明了该算法的有效性。     

航空发动机解耦控制器设计

提出了一种基于输出拟形的解耦控制器设计方法。设计过程中针对某型涡扇发动机双变量控制系统,首先选取2个理想的一阶环节形成2个独立控制回路,以其在各通路单独阶跃下的无耦合响应为拟形目标。以LQR控制器设计为例,采用遗传算法(GA)来优化LQR控制器的加权矩阵Q和R,使闭环控制系统在各控制回路单独阶跃下的输出与目标相一致,从而达到解耦的目的。通过优化算法,设计出的LQR控制器取得了良好的动、静态解耦效果。