耦合的气动伺服弹性系统鲁棒稳定裕度估算

根据多输入－多输出控制系统理论，对飞行器耦合的气动伺服弹性系统进行了稳定裕度估算，耦合是在飞行器的横滚与偏航之间产生的，以闭环系统回差矩阵的奇异值理论作为估算方法的基础，应用鲁棒稳定性的充分条件，以某飞行器为例进行估算，得出飞行器在给定速度下保持稳定性的抵抗系统摄动的范围。     

非线性结构气动伺服弹性稳定性分析

真实的气动伺服弹性系统通常都含有各种非线性因素,它们会对系统的特性带来不可忽略的影响.为此采用一种频域方法对带有间隙的非线性结构进行气动伺服弹性稳定性分析.在气动伺服弹性运动方程中,非线性的结构刚度通过描述函数法转化为准线性的等效刚度,然后采用线性控制理论中的Nyquist方法来判断气动伺服弹性系统的稳定性并计算稳定裕度.以某一飞机的带有扑动和旋转间隙的受控翼面为例进行了数值计算.结果表明,旋转间隙对系统的稳定性影响是主要的;旋转间隙越大,系统稳定裕度越小.      

气动伺服弹性综合的应用

在气动伺服弹性技术综合方面开展了如下的研究：气动伺服弹性的建模；控制律的综合设计；自适应控制的可行性；主动控制系统的鲁棒稳定性；以及控制律的工程评估等综合问题。这些问题的讨论，都在同一算例上实施的，实验或计算的结果，都可相互对照比较。     

导弹滚转通道气动伺服弹性稳定性分析

弹性飞行器可能由于结构、气动及控制的不利耦合引发气动伺服弹性失稳,为此分析了带有差动舵面及控制系统的细长体导弹滚转通道气动伺服弹性稳定性.导弹的广义非定常气动力采用气动导数方法计算,动力学方程考虑了弹体的刚体滚转运动和一阶弹性扭转振动.由导弹动力学方程求解得到滚转通道的开环传递函数,并应用Nyquist方法进行闭环系统稳定性分析.算例表明,若控制系统设计不当,系统有可能在弹性振动频率处发生气动伺服弹性失稳.      

气动弹性力学的新分支——气动伺服弹性

根据国外报道及北京航空航天大学的研究近况，综述了气动伺服弹性分支中的动态，对其中的主要问题，诸如建模，分析与综合，控制律降阶，鲁棒稳定性，结构／控制一体化设计及风洞实验均作了介绍。     

一种新的气动伺服弹性失稳模式的机理分析

某超声速导弹在飞行试验中发生了气动伺服弹性失稳导致的结构解体,通过对飞行试验数据的分析发现,气动伺服弹性失稳的振动频率高于弹体一阶弯曲模态频率,对导弹进行气动伺服弹性稳定性频域分析,并未发现该频率段发生气动伺服弹性失稳。针对该问题,建立了一种可以考虑数字式飞控系统采样过程影响的气动伺服弹性稳定性仿真分析方法,并对该导弹进行了建模分析,数值结果复现了该导弹的失稳现象。讨论了这一新型失稳现象发生的原因,包括连续结构滤波器离散化带来的移频现象和频率混叠问题。给出了对应的改进措施和相关的结论。     

飞机的气动伺服弹性横侧向风洞试验研究

通过飞机模型的气动伺服弹性横侧向风洞试验验证飞机气动伺服弹性稳定性,及稳定裕度分析方法的可靠性.对试验模型,试验子系统,实现试验的方法及试验结果进行了讨论.在模型试验技术上,如模型的支持系统,有关控制律的相似方法,液压控制系统,试验的计算机控制等都作了详细的论述.试验的结果可应用于飞机工程实际,它表明目前的气动伺服弹性分析方法是可信的,并将在进一步研究中改进.      

一种非线性鲁棒PID控制器设计方法

针对一类非线性不确定系统,提出了一种基于PID(比例-积分-微分)控制的鲁棒控制方法.整个控制器由PID控制器和一个鲁棒补偿器构成.首先,基于系统的标称模型设计PID控制器;然后在PID控制的基础上,设计一个辅助鲁棒补偿器,用于补偿系统非线性、参数摄动和外界扰动等对系统控制性能的影响.补偿器的设计基于李雅普诺夫(Lyapunov)稳定性理论进行,从而保证了闭环系统的鲁棒稳定.采用该方法对倒立摆跟踪问题进行了仿真控制,仿真结果验证了设计方案的有效性.     

输入滞后和状态滞后系统的鲁棒H∞控制

针对一类具有状态滞后、输出滞后和凸多面体不确定性的连续时间系统,研究了时滞依赖型鲁棒H_∞控制器的设计问题.通过引入两个附加的松弛矩阵使Lyapunov矩阵和系统矩阵得到分离,得到一个新的鲁棒H_∞性能判据,并基于该判据设计了系统的鲁棒H_∞状态反馈控制器.设计的状态反馈控制器不但保证闭环系统的二次稳定性,同时使系统的H_∞范数小于一个给定的衰减水平.并且设计了一个迭代算法得到问题的次最优解.指出了一种可以在现有的研究成果的基础上得到新的具有更低保守性的性能准则的有效途径.最后通过一个数值算例验证了所提出算法的可行性和优越性.     

应用Lyapunov方法分析自旋导弹动态逆控制器鲁棒性

针对自旋导弹的强非线性特性,设计了二时间尺度分离非线性动态逆控制器.给出了带有气动系数不确定性的控制系统状态空间表达式,利用Lyapunov方法分析了控制器的鲁棒稳定性,并结合舵机性能限幅给出了使系统稳定的内回路时间常数完整边界.通过仿真给出了保证控制系统稳定的气动系数拉偏边界.结果表明:当气动系数向使弹体系统静稳定方向拉偏时,内回路时间常数可取范围较大,反之可取范围逐渐减小直至无法使系统稳定;当内、外回路时间常数比例增加时,控制器对气动系数不确定性的敏感度增加.与三回路控制器相比,动态逆控制器鲁棒性较差,但响应的稳定性较好.     

弹性导弹的连续与离散阵风响应

导弹在空中飞行时会受到阵风的干扰,过大幅值的阵风响应可能影响结构安全 、飞行性能及攻击精度.为此,基于导弹刚体/弹性耦合运动方程和准定常气动力,建立了导 弹气动伺服弹性系统的连续与离散阵风响应分析方法.对于连续阵风,通过频率响应函数来 计算响应的功率谱密度;对于离散阵风,则在状态空间方程的基础上时间积分求得响应历程 .以某导弹为例,进行了气动伺服弹性稳定性分析、连续和离散阵风响应分析,并提出了飞 行控制系统的改进设计.数值结果表明,结构与控制之间的不利耦合可能使系统的稳定性和 阵风响应特性恶化,在控制回路中增加合适的结构陷波器可有效减小弹性模态的不利影响.      

基于Volterra级数的跨音速非定常气动力建模

为了有效实现跨音速气动伺服弹性的分析与综合,应用Volterra级数理论建立了一种跨音速非定常气动力状态空间建模方法.小扰动假设下的跨音速非定常气动力可以近似地表示为一阶Volterra级数的形式.通过CFD(Computation Fluid Dynamics)技术计算得到由结构变形产生的非定常气动力阶跃响应可辨识出Volterra核,由此得到频域的广义非定常气动力影响系数.利用气动力有理函数拟合,得到气动弹性状态空间模型.为验证气动力建模的有效性,以后掠机翼为例进行颤振计算.结果表明,Volterra级数方法得到的非定常气动力模型能够反映一定的跨音速气动特性,颤振计算与CFD-CSD(CFD-Computation Structure Dynamics)的计算结果吻合很好.      

面向重心变化的自适应飞行控制系统设计

重心的变化直接影响飞机本身的控制特性,使得控制系统设计更为复杂.针对已有方法模型依赖性强、鲁棒性差的局限性,提出了一种面向重心变化的非线性自适应飞行控制系统设计方法.该方法基于逆动力学理论和重心在线估计系统设计标称控制律,在此基础上引入自适应滑模控制单元来构建自适应补偿控制律,其中滑模控制用于保证控制的鲁棒性和稳定性,而自适应单元则通过对模型不确定性和重心估计误差的估计及补偿提高控制的适应性和控制性能.结合Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的稳定性.仿真结果表明:该方法能有效地实现对系统未知不确定因素的补偿,具有较强的鲁棒性.     

航天器编队飞行多目标姿态跟踪终端滑模控制

研究航天器编队飞行多目标姿态跟踪控制问题.为避免姿态大范围跟踪可能出现的奇点,采用欧拉参数描述航天器姿态.基于终端滑模技术,设计多目标姿态跟踪终端滑模控制器,并应用Lyapunov稳定性理论和扩展的Lyapunov有限时间稳定性理论证明控制系统稳定性和有限时间收敛性.该控制器参数方便调整,易于实现.由于没有对复杂多体航天器动力学进行线性化处理,从而保证了姿态跟踪控制精度.仿真结果表明,存在惯量参数摄动和外部干扰力矩的情况下,所设计的多目标姿态跟踪控制器具有良好鲁棒性和优越的跟踪性能.