重构控制律的容错控制

本文针对单输入单输出的多回路系统提出了一种简单可行的容错控制方法。当控制系统中任一传感器失效时 ,对该传感器的邻近回路采用重构控制律的方法加以补偿 ,不仅使系统仍能稳定且控制质量与传感器失效前相一致。本方法既适合于最小相位系统也适合于非最小小相位系统。数字仿真结果表明本方法可行。     

导弹非线性控制系统设计方法研究

导弹过载输出跟踪控制系统是一个非最小相位系统.为了克服非最小相位特性造成的设计控制器的困难,介绍了一种新颖的导弹非线性控制算法--(系统)浸入和(流行)不变算法,将导弹的输出跟踪问题转化为系统的镇定问题.研究和仿真结果表明,这种方法是简单和实用的.     

BTT自动驾驶仪GLQG／LTR综合设计方法

本文介绍了一种基于GLQG／LTR的BTT自动驾驶仪综合设计方法。首先在目标回路函数成形过程中,使最小相位系统和非最小相位系统的卡尔曼滤波器的设计得到统一;然后,通过采用带有前馈和状态反馈控制器的最优控制律得到最小相位系统和非最小相位系统的广义线性二次型性能指标的极小值。以上的控制器均具有指定稳定度,针对非最小相位系统也是如此。最后,BTT导弹的协调式自动驾驶仪的数字仿真结果表明,采用该法设计的控制系统在时域和频域上均具有较好的性能和较强的鲁棒性。     

航空发动机的LTR控制

研究了航空发动机的传递函数回路法（LTR）控制。提出了一种简单而有效的适用于最小相位对象的目标回路设计方法，它根据控制系统的频带宽度要求得出目标回路，所设计目标回路不仅稳定而且传递函数为对角阵。由于目标回路的传递函数可以通过LTR步骤加以恢复，因而此目标回路的LTRE控制系统具有良好的性能（包括解耦性能），将此设计方法应用于某型涡扇发动机的LTR控制，取得了良好的控制效果。     

K8飞机自由飞模型飞控系统设计研究

自由飞模型是按相似原理以飞机模型空中投放试验来验证原型飞机的操稳性能或获取飞机参数等，现通过对Ｋ８飞机自由飞模型控制系统的研究。设计了静不稳定飞行状态下的控制增稳系统。并根据自由飞的特点，设置控制器接通与否两种工作状态，可进行人工操纵飞行和接入控制器的操纵飞行。飞行记录表明，控制系统设计是成功的，可起到对原型机仿真的作用。     

振动结构的多输入/多输出实时辨识控制与试验研究

发展了一种多输入/多输出、具有实时辨识和控制能力的自适应控制方法和控制系统,并将其应用于某自由-自由结构的振动控制。采用最小均方算法统一处理系统的实时辨识与控制问题,在没有任何受控结构特征信息的情况下,实现了对结构振动的自适应控制。控制系统由TMS320C30数字信号处理器和多通道数据采集卡构成,辨识与控制方法由TMS320C30数字信号处理器实现。对周期激励,在激励信号恒频率/恒振幅、变频率、变振幅时,受控结构的振动显著减小,各传感器测得加速度的平方和为无控时的1%或更小。     

MIMO窄带加宽带非高斯随机振动试验

提出了一种用于多输入多输出窄带加宽带非高斯随机振动试验方法。首先，详细分析了随机相位与非高斯随机信号偏度和峭度的关系，提出了一种可用于快速生成具有指定偏度和峭度的迭代相位调节法。其次，根据控制通道之间的耦合关系，利用各通道之间随机相位的不相关特性，实现了多通道非高斯随机信号生成的解耦。然后，将生成的非高斯随机信号作为参考输出响应，采用时域逆系统方法生成驱动信号，并利用控制算法分别对响应信号的功率谱、偏度和峭度进行控制。最后，通过三轴向振动台试验验证了本文提出的多输入多输出窄带加宽带非高斯随机振动试验方法的可行性。结果表明，控制点上加速度的功率谱被控制在了±3 dB的容差限内，满足预设的容差要求。同时，时域响应信号的峭度和偏度也满足给定的参考要求。     

低空地形跟踪飞行的广义预测控制

运用广义预测控制（ＧＰＣ）方法，设计了低空地形跟踪的飞行控制器；利用系统的动态模型预测系统未来的输出提出了预测跟踪误差和未来控制性组合的性能指标，通过使性能指标最小，产生最优控制输入。为了增强控制系统的稳定性，根据线性反馈原理对被控对象进行了增广。结果表明，该控制器具有精确的跟踪性能。     

基于滑模变结构的一类非最小相位系统控制

首先,对一类非最小相位的非线性系统模型进行了描述;然后,基于反馈线性化的思想将其转换为规范型,提出了采用滑模面对其输出进行了重定义设计的一种复合控制方案;最后,为了验证该复合控制的有效性和正确性,基于某型导弹的非最小相位系统进行了仿真计算.仿真结果表明,该复合控制算法具有较高的控制精度.     

基于模型预测的多电机弱磁同步控制策略研究

从工业场合下多电机系统高速运行的实际需求出发,分析了传统多电机控制系统和传统弱磁控制系统的优缺点,针对多电机高速运行时的弱磁特性进行了研究。模型预测控制(MPC)是一种基于被控对象模型的新型控制算法,具有较强的鲁棒性和较好的控制性能。交叉耦合控制是一种在并行控制基础上对每个电机进行相应补偿的控制系统。将MPC应用到多电机控制系统中并对其进行改进使其具有弱磁控制能力;对传统的交叉耦合控制策略进行改进。将二者结合提出了一种基于模型预测的多电机弱磁同步控制策略,并以双电机系统为例。最后,进行了仿真验证,仿真试验结果表明,基于模型预测的多电机弱磁同步控制策略,可获得比传统双电机系统更好的跟随性能和同步性能。     

Missile autopilot design using quasi-LPV polynomial eigenstructure assignment

This paper presents the design of a missile autopilot over its flight envelop using quasi-linear parameter-varying polynomial eigenstructure assignment (PEA). The paper describes the extension of PEA to parameter-varying systems using a nonlinear missile model developed by Horton as an example. The autopilot is designed for a single-plane lateral acceleration control and a 5 degree of freedom (DOF) autopilot is also designed. Both lateral acceleration and augmented lateral acceleration outputs are considered. The lateral acceleration autopilot has nonminimum phase characteristics, and it is shown that the quasi-linear parameter-varying PEA approach can handle nonminimum phase systems unlike classic dynamic inversion techniques. Simulation results are presented over fast variations in Mach number and show that the design is robust.     

Optimal guidance for acceleration constrained missile andmaneuvering target

Explicit formulas of optimal guidance laws for an acceleration-constrained, arbitrary-order missile and maneuvering target are derived. These formulas are given in terms of the transfer function and acceleration constraint of the missile and the transfer function/shaping filter of the target. Optimal full-state feedback guidance law is synthesized against a target performing a barrel roll maneuver, and compared with the performance of proportional navigation (PN) for minimum and nonminimum phase missile. Simulation of a third-order missile shows the relative gain from using the full-order guidance law     

A study on optimal control of the aero-propulsion system acceleration process under the supersonic state

In order to solve the aero-propulsion system acceleration optimal problem, the necessity of inlet control is discussed, and a fully new aero-propulsion system acceleration process control design including the inlet, engine, and nozzle is proposed in this paper. In the proposed propulsion system control scheme, the inlet, engine, and nozzle are simultaneously adjusted through the FSQP method. In order to implement the control scheme design, an aero-propulsion system component-level model is built to simulate the inlet working performance and the matching problems between the inlet and engine. Meanwhile, a stabilizing inlet control scheme is designed to solve the inlet con-trol problems. In optimal control of the aero-propulsion system acceleration process, the inlet is an emphasized control unit in the optimal acceleration control system. Two inlet control patterns are discussed in the simulation. The simulation results prove that by taking the inlet ramp angle as an active control variable instead of being modulated passively, acceleration performance could be obviously enhanced. Acceleration objectives could be obtained with a faster acceleration time by 5%.     

涡喷发动机加速控制系统数学模型及数字仿真

 本文介绍了航空涡轮喷气发动机加速控制系统数学模型建立、数字仿真方法。由于加速过程是一个大偏离动态过程,因而发动机与加速控制器模型均用非线性方程描述,对非线性方程组求解和系统迭代方法本文进行了讨论。算例中分析了在不同飞行条件下发动机的加速规律。     

基于稳定逆的飞机纵向自动着陆控制律设计

针对着陆过程中飞机对象的非最小相位特性,设计了基于稳定逆的飞机纵向自动着陆控制律.通过求解系统内部动态的有界解,设计了系统对于期望轨迹的稳定逆;基于相对阶的概念设计了光滑、连续的进场着陆期望轨迹.由稳定逆产生期望控制输人和状态轨迹,反馈控制器克服飞机参数不确定性及外界干扰.仿真结果表明,所设计的自动着陆控制律具有精确跟...     

导弹制导控制系统半实物仿真系统的设计与实现

为了更有效地对导弹制导与控制技术进行研究,设计了一种以仿真技术和弹上计算机相结合的测试系统。通过仿真计算机输出相应的加速度脉冲给弹上计算机,弹上计算机输出反馈信号给仿真计算机,从而实现测试系统的闭环工作。该测试系统能同时考察弹上多种硬件设备及飞行控制程序的工作状态,对优化制导与控制方法有较大的帮助。     

直接升力控制律的逆乃奎斯特阵列法设计

采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式 对飞机直接升力控制可的三种基本运动模式进行讨论,从中归纳出直接升力控制 设计就是输出解控制系统的设计问题。并以单纯直接升力控制方式为例,用逆乃奎斯特列方法设计了某飞机的直接升力系统,仿真结果表明ＩＮＡ方法是解决多变量解耦问题的有效方法。     

纯惯导中制导误差分析

针对洲际弹道导弹,在分析加速度计测量误差和陀螺漂移误差对导弹视加速度影响的基础上,给出了中制导段惯性系统对速度和位置的误差传递模型,对给定的惯组误差系数偏差进行了纯惯性导航制导误差计算。仿真结果表明,纯惯导中制导对洲际导弹落点精度影响比较大。该算法可用于纯惯性中制导方案设计。     

参数不确定空间机械臂系统的增广自适应控制

讨论了载体位置与姿态均不受控制的漂浮基两杆空间机械臂系统的控制问题,为此对系统的运动学、动力学作了分析。结果表明 :结合系统动量守恒及动量矩守恒关系得到的系统广义Jacobi关系、以及系统的动力学方程将为系统惯性参数的非线性函数。证明了借助于增广变量法可以将增广广义Jacobi矩阵以及系统动力学方程表示为一组适当选择的惯性参数的线性函数。在此基础上,给出了系统参数未知时,空间机械臂末端抓手跟踪惯性空间期望轨迹的增广自适应控制方案。通过仿真运算,证实了方法的有效性。     

涡喷发动机多变量自适应加速控制

提出了一种模型参考自适应控制方法, 并应用于双转子涡喷发动机多变量控制系统。仿真研究表明, 该方法在整个飞行包线内均有满意的瞬态响应, 对非线性的建模不确定性具有较好的鲁棒性, 以及对多变量系统中较强的耦合作用有较好的解耦效果。与传统的调节器相比, 发动机加速时间约减少16%, 加速过程中发动机推力明显增加, 平衡状态仍可提高约9%。