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主要研究中继卫星H∞回路成形姿态稳定控制问题。中继卫星具有弱阻尼的柔性模态频率和晃动模态频率,并且模态频率具有不确定性,同时系统增益也存在有较大的变化。首先利用拉格朗日方程建立了该卫星的动力学方程,描述了系统存在的结构不确定性,然后设计了H∞回路成形控制器。在设计过程中,首先提出了控制系统所需要满足的鲁棒稳定性和鲁棒性能指标;随后利用H∞回路成形理论设计了卫星的姿态稳定控制器,利用ν间隔度量方法对所设计的控制器进行了降阶处理,并且对所设计的控制器进行了鲁棒稳定性和鲁棒性能分析;最后通过数学仿真证明了所设计的控制器的有效性。 相似文献
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H_∞控制理论在飞行力学中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
对 H∞ 控制理论在飞行力学中的应用进行了研究。以典型战斗机的横航向飞行机动为例,介绍了将飞行控制系统设计问题转化为标准的 H∞ 控制问题,继而进行 H∞ 控制器设计,以提高其机动特性的鲁棒性。采用显模型跟踪技术,飞行品质的要求包含在反映状态变量侧滑角、稳定轴角速率对指令输入响应的理想模型中,通过使理想模型输出和实际对象输出之间的加权误差最小,同时保证控制面不饱和来达到控制的目的。计算结果表明,在飞机模型气动参数存在不确定性的情况下,增广系统达到了期望的性能指标,显示出良好的鲁棒性。 相似文献
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非线性主动容错控制系统H∞模糊控制器设计 总被引:1,自引:0,他引:1
考虑到实际主动容错控制(FTC)系统中故障以及故障检测与隔离(FDI)决策出现的随机性,用两个Markov过程分别描述系统的随机故障以及FDI的决策行为。采用Takagi Sugeno(T-S)模糊模型描述非线性主动容错控制系统,并基于并行分布补偿(PDC)方案以及线性矩阵不等式(LMI)优化技术,给出了使得闭环系统随机稳定且满足一个给定H∞干扰衰减水平的模糊容错控制器设计方法。此外,考虑了一个次优的H∞模糊容错控制设计问题。最后,倒车控制系统的仿真结果验证了所建议方法的有效性。 相似文献
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针对动力调谐陀螺(DTG)动基座锁定问题,提出一种基于鲁棒H∞控制的DTG动基座锁定回路设计方法。首先,建立了DTG的状态空间模型,将基座角运动视为外部干扰输入,将陀螺启动(或停止)过程中由于转子转速变化引起的参数变化视为模型摄动;然后,采用能够处理参数摄动下干扰抑制问题的鲁棒H∞控制器设计了DTG动基座锁定回路,并将其转化?曜吉獺∞控制问题,采用线性矩阵不等式(LMI)求解。仿真结果表明:在不需要转速信息的情况下,该回路可以实现从启动到停止整个过程中将陀螺转子锁定零位附近。 相似文献
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基于H∞ 控制的非线性末制导律设计 总被引:5,自引:1,他引:4
针对三维目标拦截问题,提出一种新的具有强鲁棒性的非线性H∞末制导律。基于三维弹目相对运动学的非线性关系,将目标机动作为系统扰动,建立了弹目相对运动的数学模型。同时,基于零化弹目视线角速率的思想,提出一种全局非线性H∞稳定控制策略,得到了连续的非线性末制导律。该方法利用Lyapunov稳定性理论严格证明了制导系统的全局渐近稳定性,并且无需求解哈密尔顿-雅可比-艾萨克斯(HJI)偏微分方程,同时也无需控制弹目相对运动速度。数字仿真表明,和比例导引律相比,这种制导律对高速大机动目标具有很强的鲁棒性和适应性,并能获得良好的制导精度。 相似文献
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针对航空发动机全包线线性模型难以在线建立问题,提出一种基于智能特征提取的模糊建模方法。设计航空发动机特性表征参数,采用近邻传播算法提取航空发动机特性,将特性提取区域中心稳态工作点作为Takagi-Sugeno (T-S)模糊模型标称点建立全包线T-S模糊状态空间模型。基于该T-S模糊模型结合H∞控制理论,设计参考模型H∞控制器并开展仿真验证,仿真结果表明:T-S模糊状态空间模型稳态误差处于10-3量级,满足模型精度要求且H∞控制器响应时间小于1s,无稳态误差,具有较好的控制效果。 相似文献
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基于LMI的航空发动机鲁棒H<sub>∞</sub>控制器设计 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了系统矩阵均具有参数不确定性系统的非标准H∞鲁棒控制问题。基于 LMI的H∞控制器设计方法,给出了参数不确定性系统用 3个线性矩阵不等式表征的非标准H∞控制问题可解的充分必要条件,采用“内点法”求解线性矩阵不等式,可得使闭环系统对于所有可能的参数不确定性均二次稳定且传递函数的H∞ 范数 γ有界的鲁棒控制解。该方法应用于非“标准”系统——某型双转子涡喷发动机稳态双变量调节控制器的设计,通过在气动热力学模型上的仿真结果表明,取得了良好的结果。 相似文献
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在大功率航空发电机等领域,迫切需要研制使用温度超过450 ℃的高温永磁材料。然而,NdFeB永磁材料使用温度低于80 ℃,耐高温NdFeB永磁材料的使用温度也低于150 ℃;商业2∶17型Sm2Co17永磁体使用温度范围低于300 ℃。近年来,研制使用温度超过450 ℃的高温永磁材料成为该领域研究的热点问题。本文用粉末冶金的方法,制备了不同z值的Sm(CobalFe0.1Cu0.1Zr0.04)z(z=6.5~7.5)合金样品。系统研究了z值对合金结构、磁性能的影响规律。室温下z=7.3的合金矫顽力最大,超过2 400 kA/m;773 K时,z=7.1的合金矫顽力最大,达到640 kA/m。高温条件下合金的磁性能和退磁曲线的方形度降低。合金z值对内禀矫顽力温度系数影响显著,其中z=6.9的合金,内禀矫顽力温度系数最低,仅为-0.052%/℃,z≤6.7或z≥7.1时,均导致内禀矫顽力温度系数增大。 相似文献
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用于阻抗变换层的Li2O-Al2O3-SiO2玻璃陶瓷制备及其微波介电特性 总被引:1,自引:0,他引:1
采用热压和凝浇注无压烧结的方法制备了Li2O-Al2O3-SiO2 玻璃陶瓷阻抗变换层,研究表明烧结的工艺方法和参数对该玻璃陶瓷的致密度和复介电常数有很大的影响。在较高烧结温度和压力下,该玻璃陶瓷的复介电常数保持不变。降低烧结温度和压力时,能够得到一系列复介电常数在较小范围内变化的Li2O-Al2O3-SiO2 玻璃陶瓷,但复介电常数不随频率发生变化。将该玻璃陶瓷作为吸波材料的阻抗变换层后,大幅度提高了材料的吸波性能,而且其制备工艺对吸波性能也有一定的影响,可以通过改变该玻璃陶瓷的烧结条件来满足不同吸波材料设计对阻抗匹配层的多种要求。 相似文献
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镍掺杂对α-Al2O3烧结过程、微观结构及力学性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
首先采用非均相沉淀包裹法制备金属镍包裹α-Al2O3复合微球粉体,然后采用热压烧结制备了Al2O3/Ni金属陶瓷。通过X射线衍射仪(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)对复合粉体及热压烧结产物的成分和结构进行了表征,利用阿基米德法测量了复合陶瓷的密度,分别通过三点弯曲法和单边切口横梁法对陶瓷试条的抗弯强度和断裂韧性进行评估。研究发现:金属镍的引入活化了α-Al2O3的烧结,镍粒子均匀地分布在氧化铝的晶界上,增加了弱界面,提高了氧化铝的断裂韧性,最高可达7.62 MPa·m1/2。 相似文献
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一批液体燃料火箭发动机的性能指标X是。N(μ,σ),σ2=σA2+σE2,σA2是发动机性能的台间方差,σE2是台内方差。设计要求是“μ∈[μL,μU]、σ≤B”。本文提供了根据发动机的试验数据,能否以置信度γ,判定批产品性能满足设计要求的方法。 相似文献
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本文提出了一个新的热力性质——δ函数。 δ=θ2-θ1式中θ1与θ2为任意选定的两种基准燃料的θ函数。 对于CnHm-空气系统,δ函数只与温度有关,而与燃料氢碳比以及燃气当量比无关。借助于δ函数,编制了适用于任意燃料氢碳比(包括碳与氢)的通用燃气热力性质表。利用此表可以方便而准确地计算CnHm-空气系统在任意当量比下的燃气热力性质。文中给出了该表的样表。 相似文献
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在设计飞翼式无人机(UAV)的横航向飞行控制系统时,为了使无人机具有较好的动态特性和阵风抑制能力,同时又便于工程实现,提出了固定结构的H2/H∞控制律设计方法。对于由此遇到的双线性矩阵不等式(BMI)问题,先用线性矩阵不等式(LMI)方法得到控制律参数和H2/H∞性能指标的映射关系,再用此映射关系作为适应度函数,用改进的遗传算法求解使H2/H∞性能最优的控制律参数。仿真结果表明,使用固定结构的H2/H∞控制方法的无人机动态响应迅速平滑,在侧风干扰下的滚转角振荡幅值仅是原经典控制方法的一半。 相似文献
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应用电化学-断裂力学方法研究了30CrMnSiNi2A钢在室温模拟潮湿大气(H2O)及海洋大气(3.5%NaCl)环境中低K范围内不同电位下的疲劳裂纹扩展特性。通过动力学及断口分析,提出在KImaxIscc范围内高强度钢可发生循环应力腐蚀开裂,其湿腐蚀疲劳失效机理应是裂尖局部阳极溶解与氢脆共同作用,且两者对△Kth及da/dN的意义不同,从而对以往高强度钢湿腐蚀疲劳的纯氢脆模型作出修正。 相似文献
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一种新的控制系统H∞/LTR设计方法 总被引:4,自引:4,他引:4
提出了目标回路传递函数恢复的一种新的控制系统H∞/LTR设计方法,通过引入对控制量的加权,不仅可以保持LQR回路的特性,而且可以使控制器具有较低的增益和较小的带宽。此方法克服了LQG/LTR方法增益过高和LQR无穷带宽而引起的控制器对噪声特别敏感的缺点,从而达到抑制噪声的目的。与此同时,通过合理选择权函数,方法在回路中引入了积分环节,消除了静差,但却避免了增广,从而降低了系统的阶数。最后的实例验证了方法的可行性。 相似文献