基于协方差配置的飞机阵风减缓与乘坐品质控制

为了解决大型飞机高速巡航飞行中阵风减缓和乘坐品质控制问题,提出一种基于协方差配置的主动控制设计方法,该方法运用协方差配置、区域极点配置理论,以瞬时加速度级别出现概率直接度量乘坐品质,将期望乘坐品质下飞机的垂直阵风减缓控制问题转化为飞机纵向短周期运动区域极点和法向过载约束的满意控制问题,利用线性矩阵不等式技术进行约束指标下的凸优化,设计相应的相容控制策略。仿真结果表明:大型飞机在给定3m/s阵风条件下巡航,其俯仰速率与过载响应均逐渐稳定,并满足期望极点与输出方差要求,同时,阵风产生的结构疲劳过载超出概率0.08,也在允许范围内,验证了该设计方法的可行性。     

基于干扰观测器的二元机翼颤振抑制及阵风载荷减缓方法研究

针对大展弦比柔性飞机在飞行过程中面临的两类气动弹性问题:颤振抑制与阵风载荷减缓开展研究。首先,建立以飞行速度为时变参数的柔性二元机翼结构动力学模型。其次,提出了基于鲁棒预测控制方法的变参数柔性机翼颤振抑制;同时,引入干扰观测器对阵风扰动进行观测,以干扰估计作为抗干扰控制输入,实现阵风载荷减缓。然后,根据对偶原理,将控制器与观测器独立设计。运用极点配置方法,设计了离散系统干扰观测器。根据Lyapunov理论将变参数系统的鲁棒镇定与颤振抑制问题转换为极大/极小动态规划问题。通过线性矩阵不等式方法求解出相应的预测控制律,并证明了整个闭环系统的稳定性。最后,以某型柔性变参数二元机翼对象为例,进行仿真。结果表明,设计的鲁棒预测控制器可提高约20%的临界颤振速度,且阵风载荷减缓率达到90%。     

弹性飞机阵风缓和鲁棒控制研究

阵风干扰一直严重影响着飞机的飞行稳定性、性能和乘坐舒适度.基于现代鲁棒控制理论,研究了在气动弹性效应影响下的飞机阵风载荷减缓控制器的设计方法.首先根据气动弹性状态空间模型得到某通用飞机在纵向平面内的运动方程.然后在Dryden阵风模型作为外界干扰输入下,对弹性飞机标称系统设计了H∞控制器,取得了良好的阵风减缓效果,使得翼尖相对位移和质心加速度的均方根分别减小了66%和23.7%,同时讨论了评价输出加权函数的选择方法.由于系统在真实的环境下会存在不确定性,结合构建的不确定模型,设计了μ综合控制器,仿真结果表明,对于H∞控制器不再适用的不确定性系统,μ控制器能够满足鲁棒稳定性和鲁棒性能.     

不确定系统受方差约束和鲁棒R稳定的H∞动态输出反馈控制

根据满意控制的思想,设计动态输出反馈控制器,使连续不确定系统满足预先给定的H∞指标、线性矩阵不等式(LMI)区域极点配置和方差约束指标,以保证系统具有期望的性能.利用线性矩阵不等式方法,将上述3类指标约束下的动态输出反馈控制器设计问题转化成一组LMI的可行解问题,借助Matlab-LMI工具箱进行有效求解.数值算例说明了所提出设计方法的有效性.     

某型民用运输机机翼应力与变形分析

为了探究大型运输机在使用限制范围内,典型载荷作用下机翼的应力分布和变形量,针对某型飞机,建立了机翼翼盒段有限元模型。对巡航状态、最大正过载和最大负过载(1 g,2.5 g,-1 g)三种典型工况进行应力和变形分析。结果显示,巡航状态机翼向上弯曲的最大变形量为1.33 m,32~33号肋区域应力较大;最大正过载时,机翼向上弯曲的最大变形量为3.69 m,应力较大区域与巡航状态类似;最大负过载情况下,机翼向下弯曲的最大变形量是1.81 m,18~19号肋区域应力较大。通过与同级别飞机试验数据的比较,验证了计算结果的准确性。分析结果可为大型飞机机翼结构设计和气动弹性分析提供参考。     

基于扇形区域极点配置的静态输出反馈H_∞控制

针对线性定常系统,研究了扇形区域内极点配置的静态输出反馈H_∞控制问题。设计能够达到H_∞性能指标且符合区域极点配置要求的静态输出反馈控制器,以解决外部的扰动和区域对极点的限定问题;利用求解线性矩阵不等式组的方法,将具有H_∞指标约束和区域极点配置要求的静态输出反馈控制器设计问题转化成求一组线性矩阵不等式的可行解问题,借助MATLAB-LMI工具箱进行有效求解,得到了符合要求的可靠控制率,完成了扇形区域内H_∞静态输出反馈控制器的设计(其中的H_∞控制器为次优H_∞控制器)。所得结论不仅能使极点配置在给定的扇形区域内,也能够使闭环系统保持稳定性且达到给定的H_∞性能指标,从而保证了系统的性能,实现了期望的闭环极点。最后的数值仿真验证了本文结果的有效性和可行性。     

基于广义逆理论的区域极点配置研究

在控制理论及应用领域中，区域极点配置一直是控制系统设计的重要方法之一。该文针对线性连续及离散时间系统提出了一种统一的基于广义逆理论的圆形区域极点配置方法，即设计状态反馈控制器，使闭环极点位于给定的圆状区域中。文中给出了期望控制器存在的充要条件及其参数化代数表示。与已有结果相比，该文方法只需求解一线性矩阵方程，因而更易工程实现。数值算例验证的了该方法的有效性及直接性。     

基于广义逆理论的匹域极点配置研究

在控制理论及应用领域中,区域极点配置一直是控制系统设计的重要方法之一。该文针对线连续及离散时间系统提出了一种统一的基于广义逆理论的圆形区域极点配置方法,即设计状态反馈控制器,使闭环极点位于给定的圆状区域中。文中给出了期望控制器存在的充要条件及其参数代化数表示。     

基于圆形区域极点配置的降维状态观测器设计

设计观测器的目的是利用系统的输出量和输入量来重构状态。在设计观测器过程中，除了要求状态估计值ｘ渐近逼近真实值ｘ外，不希望两者间有一个合理的衰减率，而这与观测器系统的极点位置密切相关，精确配置极点的观测器难以满足其它期望性能指标约束，将观测器系统矩阵的极点配置于一指定区域内，可使极蹼的选取获得较大的自由度。该文对线性定常系统的降维状态观测器区域极点配置问题进行了研究，通过对观测器增益阵的分析设计，给     

随机离散线性系统的满意鲁棒控制

将随机线性离散系统不同环节中出现的结构不确定性 ,描述成由不相关扰动参数矩阵决定的新形式。利用线性矩阵不等式 (LMI)方法 ,设计满意鲁棒控制器使闭环系统同时满足期望的扇形区域极点配置指标和稳态输出协方差指标。满意控制器设计可以完全转化为线性矩阵不等式的求解问题 ,不需要人工干预选择参数。用一个例子说明了该文方法的有效性。     

多控制面柔性翼飞行器阵风减缓研究

小型柔性翼飞行器遭遇较强阵风时会引起姿态和质心加速度的剧烈变化,并诱发柔性机翼的弹性运动,甚至导致失稳.柔性翼飞行器的阵风减缓控制需要同时考虑刚体自由度和弹性自由度.基于最小状态法,将频域非定常气动力转化成时域状态空间形式.推导了离散阵风和连续紊流扰动下,柔性翼飞行器的纵向状态空间方程.采用预测控制方法设计了阵风减缓控制器,提出了多控制面控制分配策略,解决了强阵风扰动下独立控制面控制力不足的问题.仿真结果表明,模型预测控制能够有效减缓离散阵风和连续阵风扰动下飞行器的结构载荷,稳定刚体运动和弹性运动,其控制效果优于线性二次高斯（LQG）控制.      

大展弦比机翼的阵风响应减缓控制与仿真

在考虑机翼几何非线性的基础上,先在机翼平衡位置求出振动模态,然后构建机翼的广义受控对象式,设计出模型预测控制器,进行阵风响应减缓控制仿真,并与阵风响应进行对比。结果表明,模型预测控制器能有效地抑制阵风响应。     

线性系统极点正规配置问题

基于正规矩阵特征值对其元素变化的不敏感性,讨论线性系统极点的正规配置问题,即设计状态反馈控制律,将闭环控制系统极点配置到期望位置的同时使闭环状态矩阵为正规矩阵,从而达到增强控制系统的鲁棒性的目的.对于线性时不变系统,给出期望极点集可正规配置的充分必要条件及反馈控制律的一般表达式,并结合示例给出算法.     

Delta算子系统D稳定容错控制

研究了Delta算子描述的线性系统基于圆形区域极点配置的容错控制问题．分别利用矩阵奇异值和代数Riccati方程给出了该系统利用状态反馈实现D稳定容错控制的两个充分条件,进而给出了D稳定容错控制器的设计方法,将连续与离散系统的有关结果统一到了Delta算子框架中.     

基于数据驱动的小型柔性翼飞行器控制研究

柔性翼在阵风干扰下的被动变形有助于降低其对飞行器运动的影响,设计采用柔性翼的小型飞行器被认为是解决小型飞行器易受阵风干扰问题极具潜力的方案.同时,翼面可卷曲的特性也使得该类飞行器满足单兵便携式武器装备易携带的要求.考虑一种无副翼柔性翼飞行器区别于常规飞行器布局的特点,为解决由飞行试验数据分析得出的全动平尾舵面出现非线性饱和问题以及同时利用平尾舵面控制滚转俯仰通道引起的耦合问题,设计了一种基于数据驱动的无模型自适应控制器方案.数值仿真结果证实了针对该型无副翼柔性翼飞行器的姿态控制,所设计的控制器较传统单通道PID控制器控制效果更好.      

Delta算子系统D稳定鲁棒容错控制

研究了Delta算子描述的线性系统基于圆形区域极点配置的鲁棒容错控制(定义作D稳定鲁棒容错控制)问题·利用线性矩阵不等式,给出了Delta算子描述的标称线性系统通过状态反馈实现D稳定容错控制的两个充分条件和D稳定容错控制器的设计方法·利用代数Riccati方程,给出了Delta算子描述的不确定线性系统D稳定鲁棒容错控制的充分条件和D稳定鲁棒容错控制器的设计方法·将连续与离散系统有关该问题的结果统一到了Delta算子框架中·     

不确定连续系统基于区域极点配置的鲁棒容错控制

利用代数Riccati方程和矩阵范数理论,研究了连续系统基于区域极点配置的容错控制问题。给出了系统闭路环极点配置在圆形区域内对执行器失效且具有完整性的一个充分条件;进而讨论了不确定连续系统的闭环极点配置在圆形区域内的鲁棒容错控制问题,且给出了此条件下鲁棒容错控制系统的设计方法。此设计方法是有效的。     

大展弦比复合材料机翼的突风响应

大展弦比复合材料机翼受到的载荷主要来源于突风,较大的突风响应会影响飞机的飞行性能和安全性.为此建立了大展弦比机翼突风响应的分析方法.对于离散突风,通过时间积分得到响应的时间历程;对于连续突风,由频响函数求得响应的功率谱密度.以某机翼为例进行了数值计算,得到了不同突风速度、不同铺层角下,机翼的突风响应.结果表明,对于离散突风,翼尖的最大加速度和翼根最大弯矩都随突风速度的增加而增加,铺层角对翼尖处的最大加速度影响不明显,但对翼根弯矩有较明显的影响;对于连续突风,随着铺层角的增加,翼尖响应的均方值有明显的增加.