飞机作动器的故障辨识与自修复控制

为了解决作动器发生故障的飞机的角速率跟踪问题,提出了一种基本控制律加修复控制向量的自修复控制方案.该方案首先针对飞机的无故障模型,利用反步法设计角速率跟踪控制律作为基本控制律.在作动器发生故障的情况下,保持基本控制律不变,将飞机作动器视为二阶系统,设计了一种基于高增益观测器的作动器故障参数估计器,对作动器的各类故障进行辨识;根据故障辨识结果构造修复控制向量以抵消作动器故障产生的影响,保证故障后系统的跟踪性能.对某型飞机发生右副翼卡死故障进行仿真,结果表明,故障参数的估计值能够快速收敛到真值,构造的修复控制向量能够将系统性能恢复到无故障时的水平,验证了所提出的自修复控制方案的有效性.     

民用飞机迎角限制器设计与分析

该文对飞机边界控制中的迎角限制技术进行了分析,对几种工程实用的迎角限制器结构以及优缺点进行了描述,结合A320飞机以及C17飞机的迎角限制器的特点,给出了一种迎角限制器设计方案,对设计的迎角限制器的工作原理进行了描述;然后基于一种典型民用飞机进行了迎角限制器控制律设计,使用Matlab/Simulink软件建立了迎角限制器控制律仿真模型;最后对飞机迎角限制器控制律模型进行了仿真验证,结果表明设计的迎角限制器方案是可行的,可应用于工程实际。     

淡化器仿真与设计

对于现代电传操纵系统的飞机,为了满足飞机不同飞机任务或故障下的需要,减轻驾驶员的工作负担,会采用不同的控制系统,称为多模态控制.模态转换时,由于系统特性的改变,可能会使飞机响应在变换前后出现不利的急剧变化的瞬态响应,在飞行控制系统中抑制这些瞬态响应的算法称为淡化器.首先分析淡化器设计影响因素,建立了转换过程仿真模型,提出了淡化器实现模态转换的数学表达式,并使用实例对常见的三种淡化器进行仿真比较,最后提出一个用于选择淡化器的量化指标,可辅助选取淡化序列.     

基于被控变量设计的飞机动态逆控制律

分析了目前有人驾驶飞机控制律设计在结合动态逆控制方法时所存在的问题.参考广泛研究的分层结构的动态逆控制律,并根据机动飞行的要求对进行了有针对性的被控变量设计.通过将用于复合函数求导的雅克比行列式与动态逆相结合,采用非分层结构的Lie导数动态逆运算实现飞机绕速度矢量的滚转机动,仿真结果良好.该方法能够在减少逆运算次数的同时稳定系统状态,简化了目前所广泛研究的动态逆控制结构,并且很好的与目前飞行员指令信号相匹配.     

含控制分配的积分滑模主动容错控制方法

针对重构故障不匹配情况下的多操纵面飞机控制问题,提出了一种基于控制分配的积分滑模主动容错方法. 采用一种新的在线控制分配律简化了滑模控制律设计,设计了积分滑模控制律以保证指令重分配时系统的稳定性,在重构故障匹配和不匹配情况下,推导并证明了含控制分配律的系统整体闭环稳定性. 仿真结果验证了所设计控制器的性能,有效实现多操纵面飞机的快速平稳控制.      

过失速机动变指数趋近律UAS-SMC设计

针对常规指数趋近律单向辅助面滑模控制中存在的抖振问题, 提出了一种基于变指数趋近律的单向辅助面滑模控制方法。针对系统控制量变化时飞机模型发生跳变的问题, 进行T-S 模糊建模, 以保证非线性系统在控制区间上的平滑性; 在对UAS-SMC(Unidirectional Auxiliary Surfaces-Sliding Mode Control)方法进行分析的基础
上, 给出了一种变指数的趋近律; 结合飞机模型和变指数趋近律, 设计了基于变指数单向辅助面滑模控制器。仿真实验结果表明, 该控制策略能保证趋近过程快速性的同时在接近滑模面时能有效减少系统的抖振。     

基于粒子群算法的飞机鲁棒控制律设计

针对参数不确定飞机的颤振问题,采用粒子群算法优化鲁棒性能加权函数,用μ综合方法设计了飞机颤振抑制纵向控制律,并使用平衡截断法对所得到的控制器进行了降阶。仿真结果表明,采用μ综合方法设计的飞机颤振抑制纵向控制律具有较强的鲁棒性和指令跟踪能力。     

基于LMI的鲁棒控制器设计

描述了线性矩阵不等式 ( LMI)的标准形式 ,研究了常见的控制问题与 LMI的关系 .重点讨论了基于 LMI方法的鲁棒控制器设计问题 ,以及鲁棒控制的分析和综合问题 ,推导了将鲁棒控制器设计问题转化为线性矩阵不等式 ( LMI)形式 ,给出了通过求解 LMI构造控制律的算法 .以某水下航行器为例 ,设计了基于 LMI的鲁棒控制器 .仿真结果验证了所给控制律算法的有效性 .     

基于制导/估计综合设计的协同制导律

基于普通分离原理,将反导作战噪声环境中拦截高速机动目标的制导问题考虑为一类非线性、非高斯追逃拦截问题.引入追逃未达集概念,利用几何方法将估计器设计方法结合到制导律的设计中,通过理论推导综合设计了估计器和制导律,并在此基础上,在目标函数中,引入包围因子,对多拦截器协同制导律进行了研究.数值仿真验证了基于制导/估计综合设计的协同制导律的制导性能和有效性.     

歼击机强度包线边界状态点试飞验证

摘要：强度包线边界状态点试飞验证是歼击飞机设计定型试飞必须进行的项目，由于飞机在此状态下很可能已接近甚至超过机动能力和使用载荷限制，因此具有风险高，难度大的特点。本文首先介绍了歼击机强度包线的组成及扩展试飞方法，以某型机为例，说明了强度包线边界状态点试飞中可能出现的问题，对比分析了同一试飞状态点在控制律更改先后不同试飞结果，最后对飞机强度包线边界状态点试飞及控制律更改/优化设计提出了建议。     

考虑不确定性的航天器姿态滑模控制器设计

为解决航天器姿态控制中考虑非主轴惯量不确定性和外干扰的问题,设计了滑模控制器组成的鲁棒控制系统来处理系统中的参数不确定性及外干扰项的影响,并在滑模控制器的到达运动控制律设计中引入一个滞后因子来减小系统所需的最大控制力矩,从而节省航天器的控制成本.仿真结果验证了所设计控制器的性能,同时验证了控制律中的符号函数对于抑制抖振现象,提高控制精度的作用.     

Lipschitz非线性系统未知输入观测器设计

针对观测器匹配条件不满足情况下的Lipschitz非线性系统状态估计和未知输入重构问题,提出了一种未知输入观测器设计方法.首先,通过构造辅助输出向量,突破了观测器匹配条件的限制,并设计高阶、高增益滑模微分器实现对辅助输出向量及其微分的精确估计;之后,在辅助输出及其微分精确估计的基础上,设计具有滑模控制律和自适应调节律的自适应鲁棒滑模观测器,并提出了一种未知输入重构方法.该观测器设计方法不需知道Lipschitz常数,其大小可通过自适应调节律调节,且信息重构具有避免直接使用系统输出微分的优点.仿真结果表明,所设计的未知输入观测器不仅在观测器匹配条件不满足情况下可以实现对状态的渐进估计以及对未知输入重构之目的,而且自适应调节律能够在约5 s时间内实现对Lipschitz常数的自适应调节.     

固定翼无人机纵向控制律设计及仿真验证

利用经典控制理论中的根轨迹法对某固定翼无人机纵向控制律进行分析设计。首先通过在定常直线无侧滑模态下对无人机数学模型进行配平线性化,将飞机运动分解为纵向运动和横侧向运动;再利用俯仰角速率和俯仰角双回路反馈实现俯仰角控制回路;之后通过分析系统附加开环零点对系统稳定性和动态性能的影响确定高度积分增益实现高度控制回路,利用Matlab进行了仿真,给出了仿真结果。仿真结果表明控制参数设计合理,根轨迹法是设计飞行控制律有效而成熟的方法。     

步进指向控制系统的设计

步进指向控制系统是先进空间光学遥感器的核心部件。在天基预警、空间光电对抗等领域有着广泛的军事应用需求,具有指向精度要求高,步进动态限定强等特点。提出一种基于主导极点配置的频域校正控制律设计方法,该方法有效建立了步进时域性能与频域校正指标间的联系,从而简化了控制律的设计难度。仿真试验验证了该方法的有效性。     

高原机场飞机减载使用分析

高原气候环境特殊,空气稀薄,飞机在高原机场运行时,起降性能受气温气压影响显著,飞机载重受到限制.基于高原机场飞机起飞着陆性能的分析,提出飞机减载的判定准则和分析方法,分别研究了轮胎速度、跑道长度、刹车能量和道面承载能力等因素对飞机起降质量的限制.根据运动学理论分析起飞离地、着陆接地平衡状态,得到离地速度与起飞质量、接地速度与着陆质量的关系,计算轮胎速度限制的最大起飞着陆质量;分析高原机场跑道长度计算理论,利用解析积分法计算跑道长度限制的飞机最大起飞着陆质量;将刹车能量对飞机起飞着陆质量的限制转化为决断速度对飞机起飞着陆质量的限制,通过决断速度计算飞机的最大起飞质量;采用ACN-PCN(aircraft classification number-pavement classification number)评价法,确定飞机的最大起飞着陆质量.以某高原机场为例计算某型飞机的最大起飞质量和最大着陆质量,给出了具体的减载方案.研究表明,对于正常起飞和正常着陆,轮胎速度对最大起飞质量和最大着陆质量影响最敏感;对于一发失效,刹车能量对最大起飞质量影响最敏感.     

无人机纵向控制律设计以及纵向轨迹跟踪仿真研究

利用经典PID理论设计无人机纵向双通道控制律,用以跟踪能量状态法优化出的无人机纵向最优轨迹。首先通过在定常直线无侧滑模态下对无人机数学模型进行配平线性化,将飞机运动分解为纵向运动和横侧向运动。再利用经典PID理论对无人机纵向运动的俯仰回路和推力回路进行控制律设计。然后通过能量状态法优化出一条无人机纵向爬升、巡航和下降的最优轨迹。最后,用MATLAB进行轨迹跟踪仿真计算。仿真结果表明,设计出的控制律可以很好的跟踪优化出的最优轨迹,并且节油效果良好。     

水下航行器航路点跟踪控制及其仿真

针对水下航行器在水平面内的航路点跟踪控制问题,建立了航行器的运动学和动力学模型.通过使用视线导引算法,设计了航行器的滑模控制器,同时综合应用Lyapunov方法证明了跟踪误差的全局渐近稳定性.在航行器航路点跟踪控制仿真研究中,指定航行器依次通过预先设置的一系列航路点,仿真结果表明,所设计的控制律有效,航路点跟踪误差收敛,可以对未来水下航行器的控制系统设计提供有效的理论指导和技术支持.     

基于无源辨识器的随机非线性系统自适应跟踪模块化设计

运用基于估计的模块化设计思想,研究了受方差不确定Wiener噪声干扰的参数严格反馈非线性系统对已知信号的自适应跟踪问题.构造控制Lyapunov函数,设计了具有鲁棒稳定特性的输入状态稳定控制器,确保系统满足控制器-辨识器分离.对不确定方差采用自适应方式处理.根据无源性理论,设计无源辨识器模块,给出了参数自适应律,确保系统误差的有界性,使跟踪误差在概率意义下收敛.     

不确定分数阶广义系统的滑模控制器设计与仿真

针对一类含有外部扰动的分数阶广义系统进行滑模控制研究，提出了一种改进的指数趋近律从理论上消除了抖振.通过构造分数阶反馈控制器的方法将分数阶广义系统正常化.采用积分滑模面以消除滑模运动的趋近阶段.分数阶次α分0<α<1和1<α<2两种情况讨论，运用Kronecker积与LMI方法，分别设计增益矩阵使得滑动模态方程稳定.在滑模控制器的设计中，对指数趋近律进行了性能的改进，以所设计的连续函数代替符号函数，使得当状态趋近滑动模态时可以与滑动模态实现光滑过渡.最后，通过Simulink建立滑模控制仿真实验，验证了0<α<1和1<α<2两种情况下算法的有效性.     

三种趋近律下的倒立摆滑模控制器设计与实现

应用滑动模态控制（Sliding mode control,SMC）对直线一级倒立摆的稳摆控制进行研究.首先以稳定性理论为基础,采用Ackermann公式设计切换函数.然后分别采用指数趋近律、幂次函数及饱和函数设计控制律.经过MATLAB的仿真结果表明,采用饱和函数sat（s）和幂次函数设计控制律时,控制器的输出、切换函数、倒立摆系统的状态变量均不存在抖振现象,系统表现出了良好的动态品质.