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441.
航空发动机增益调度控制的多项式平方和规划方法 总被引:2,自引:0,他引:2
针对现有的线性变参数(linear parameter varying,LPV)控制器设计方法都是关于仿射参数依赖系统而没有专门针对多项式描述的LPV系统这一现状,提出了一种基于多项式平方和(sum of squares,SOS)规划的增益调度控制设计方法,并将其用于转速大范围变化时的航空发动机高压转子转速及压比控制.根据发动机非线性模型获取不同转速下的状态空间模型,并利用多项式拟合的方法建立发动机线性变参数模型.给出能够保证无静差的增益调度控制结构,利用有界实定理和多项式平方和理论推导出能够保证闭环系统鲁棒稳定的SOS约束条件,并形成控制器求解的SOS规划问题,通过求解获得多项式描述的增益调度控制器.分别以LPV模型和发动机非线性模型为对象做阶跃仿真,结果表明:高压转子转速/发动机压比控制系统的调节时间在2s以内,稳态误差不超过0.1%. 相似文献
442.
Simultaneous state and actuator fault estimation for satellite attitude control systems 总被引:1,自引:0,他引:1
《中国航空学报》2016,(3):714-721
In this paper, a new nonlinear augmented observer is proposed and applied to satellite attitude control systems. The observer can estimate system state and actuator fault simultaneously. It can enhance the performances of rapidly-varying faults estimation. Only original system matrices are adopted in the parameter design. The considered faults can be unbounded, and the proposed augmented observer can estimate a large class of faults. Systems without disturbances and the fault whose finite times derivatives are zero piecewise are initially considered, followed by a discussion of a general situation where the system is subject to disturbances and the finite times derivatives of the faults are not null but bounded. For the considered nonlinear system, convergence conditions of the observer are provided and the stability analysis is performed using Lyapunov direct method. Then a feasible algorithm is explored to compute the observer parameters using linear matrix inequalities (LMIs). Finally, the effectiveness of the proposed approach is illustrated by considering an example of a closed-loop satellite attitude control system. The simulation results show satisfactory perfor-mance in estimating states and actuator faults. It also shows that multiple faults can be estimated successfully. 相似文献
443.
吸气式高超声速飞行器巡航状态下飞行环境复杂,建模时存在非线性以及参数摄动.基于小扰动假设的传统经典控制理论难以适应当前任务对鲁棒性的要求,对此提出了一种非线性动态逆-滑模控制律改进方法.通过对吸气式高超声速飞行器模型精确反馈线性化得到解耦形式的线性方程,为速度和高度设计出动态逆控制律来抵消非线性特性,在动态逆的基础上采用滑模变结构来补偿参数摄动带来的误差.仿真结果表明,所设计的控制方法具有良好的动态性能及鲁棒性. 相似文献
444.
445.
446.
固体火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用于上浮水雷的推进器。然而发动机在水下工作时燃气射流使流场压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能及上浮水雷的受力特性。基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了上浮水雷在不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)下的数值模型,研究了水下燃气喷射流对上浮水雷的受力特性影响。结果显示,欠膨胀工况时,发动机推力平缓,大小为12.2KN,上浮水雷受力未出现负值;完全膨胀时,射流发生颈缩、胀鼓现象位置距离雷体较远,导致发动机推力及水雷壳体受力振荡不剧烈;过膨胀工况时,射流发生颈缩、胀鼓现象距离喷管较近,发动机推力发生剧烈脉动,产生21.37%的振荡幅度,胀鼓现象发生时,流场压力显著降低使得上浮水雷后体受力减小,壳体阻力增大,上浮水雷最大产生27KN的负推力。 相似文献
447.
448.
提供了一种基于大数据的航空作战数据采集与处理系统架构技术,包括:多源异构数据采集层,
用于获取原始数据并发送给数据治理层;数据治理层,用于接收和对所述原始数据执行解析、清洗转换形成
干净数据,并进行预处理形成主题数据;数据管理层,用于对数据生命周期、元数据、数据库、文件等进行
管理及统计分析;数据服务层,用于提供数据智能缓存、事件分析、数据发布、数据挖掘等服务;数据应用
层,用于接收所述主题数据进行任务复盘和回放,以及基于元数据进行数据地图、商业智能(BI:Business
Intelligence)等有价值的数据分析应用。该方法能够有效提高航空数据管理的智能化水平,挖掘数据价值。 相似文献
449.
采用磁控溅射设备,生长AuSn合金做焊料层、Al/Ni含能多层膜做热量提供层,实现了不锈钢和Al_2O_3间的异质材料自蔓延高温扩散焊。利用SEM、XRD和DSC等测试手段表征AuSn合金和Al/Ni含能多层膜的微观形貌、相成分和放热量;用万能试验机测试焊接接头的力学性能。结果表明,AuSn合金的质量比基本达到80∶20,而多层膜的层状结构清晰,反应热达到1 239 J/g。焊接实验结果表明,仅使用AuSn焊料时,剪切强度仅为46 MPa,在增加Al/Ni含能多层膜后,其剪切强度可达90 MPa,强度提高了约一倍。焊接接头的界面显微形貌和相结构研究表明,剪切强度的增强主要是Al/Ni多层膜提供了额外能量使得界面处的反应剧烈,陶瓷金属化层与中间层的反应加剧,形成了新的反应生成物。 相似文献
450.
基于Kalman滤波的变体飞行器T-S模糊控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对变体飞行器的跟踪控制问题,提出了一种基于Kalman滤波的T-S模糊控制方法。考虑飞行器系统状态不可测,引入惯导数据作为辅助信息,利用Kalman滤波算法融合飞控信息与惯导信息实现状态估计。由于变体飞行器在不同变形结构下气动特性变化较大,为便于控制器设计,采用小扰动线性化方法得到飞行器在不同平衡点处的局部线性模型,并通过状态反馈方法设计局部控制器,局部线性模型和局部控制器通过模糊集和模糊规则聚合成一个连续光滑的全局T-S模糊模型和T-S模糊控制器。通过综合Kalman滤波器与T-S模糊控制器得到一个基于Kalman滤波的T-S模糊控制器。仿真结果表明,该控制器在变形过程中能够实现状态估计,保证飞机的跟踪性能。 相似文献