一类传感器故障的主动容错控制

目的为提高航空涡扇发动机数控系统可靠性。方法以某型涡扇发动机为对象,利用小偏离方法建立发动机建模,以传感器输出误差最小为性能指标函数,采用控制律重构方法设计主动容错控制器,使发动机控制系统在传感器故障情况下依然能维持发动机稳定工作。结果得到在飞行包线设计点发动机线性模型和主动容错控制器。结论该方法在发动机稳态工作点可有效地实现容错控制,提高航空发动机数控系统的可靠性,且控制精度高,实时性好。     

航空发动机主燃油控制系统稳态过程分析

航空发动机的燃油系统用来供给发动机主燃烧室和加力燃烧室的燃油,在数字电子控制工作状态下,燃油流量受电子控制器控制。对航空发动机燃油系统工作原理进行分析后,针对不同转速对稳态过程进行了分析,给出了主供油量随油门杆变化的拟合曲线。     

基于改进滑模趋近律的航空发动机控制器设计

将多幂次滑模趋近律用于航空发动机控制,设计了基于滑模控制方法的航空发动机追踪控制器。针对多幂次滑模趋近律在航空发动机追踪控制中出现的高频振荡问题,提出了一种改进的多幂次滑模趋近律。基于改进多幂次滑模趋近律的追踪控制仿真表明,改进的多幂次滑模趋近律适用于航空发动机追踪控制,该方法不仅具备了多幂次滑模趋近方法响应速度快、鲁棒性好的优点,而且消除了控制中的高频振荡现象。     

多指手自主抓取控制的研究

研究了时间-事件混合驱动的多指手自主抓取控制.在预抓取阶段,采用具有摩擦力补偿的比例-积分-微分(PID)位置控制算法实现手指的精确轨迹跟踪,该算法在传统比例-微分(PD)控制器的基础上,引入变速积分(RVI)提高系统的轨迹跟踪能力,引入平滑非线性反馈(SRNF)进行摩擦力补偿.在抓取阶段,采用基于事件的并行位置/力矩控制算法实现自由运动和约束运动之间的稳定过渡以及约束空间中的力矩控制.该算法采用基于事件的切换器实现控制模式的可靠切换,基于改进的纯积分力控制算法实现系统的稳定过渡和力控制.实验验证了该抓取控制方法的有效性.     

基于广义 Gronwall-Bellman 引理的小型涡扇发动机过渡态控制

针对航空发动机强非线性的特点,将非线性控制理论应用于小型涡扇发动机过渡态控制。基于非线性模型,应用广义Gronwall-Bellman引理设计给定转速跟踪器,该过渡态控制器可在一定范围的转速切换指令下,通过对控制器参数的选取来调节跟踪误差范数边界,使得闭环系统以指数收敛到新平衡状态。应用Lyapunov稳定性定理对该控制器的性能进行验证,在理论上证明了该非线性设计方法的有效性;并以DGEN380发动机为仿真研究对象,对上述控制器进行数值仿真。仿真结果表明设计的发动机过渡态转速跟踪器能满足航空发动机控制系统的动态性能指标,实现了基于非线性模型的简单加速控制,仿真结果验证了该设计方法的有效性。     

基于线性自抗扰控制技术控制器设计的控制方法

为实现无超调、无偏差且快速的风扇转速设定点控制,利用线性自抗扰控制(LADRC)技术设计设定点控制器,并将控制器进行参数整定,应用于风扇转速设定点控制中。一方面,线性扩张状态观测器(LESO)存在于LADRC中,从而具有在大范围内很好地补偿参数波动对系统输出的影响,提高了系统的控制精度与响应速度;另一方面,为突出LADRC优良控制性能,对比经典的发动机控制方法,将各方法所设计的控制器应用于风扇转速设定点控制中。仿真结果表明:在两种完全不同飞行条件下的发动机模型中,只有LADRC控制器依旧满足优异的性能,其控制输出依旧满足稳态偏差为零、无超调且调节时间小于1 s。     

某型航空发动机FADEC系统设计与仿真

随着飞机对发动机的性能要求越来越高,功能要求越来越多、越来越复杂,使得发动机的控制规律越来越精细,控制作用参数不断增加,导致航空发动机的相关控制系统越来越复杂.传统的机械液压式控制器无法满足当前的多参数、高精度控制的技术要求.为了获得一种具有高速运算、高精度、高可靠性并且能够实现现代控制理论中各种复杂而先进的控制算法的控制器,根据某型核心机的研究任务以及技术要求和设计思想,提出了该型核心机(航空发动机的)FADEC系统的总体设计方案,并在MATLAB下的Simulink建立了相关装置的数学模型并进行了数字仿真.仿真结果表明,所设计的FADEC系统能够提高该型发动机核心机的主要控制变量的控制精度,实现容错控制、状态监视和发动机超温、超转、喘振等各种功能保护,能够满足该核心机的控制要求,具有一定的实际应用价值.     

基于PID趋近律的航空发动机滑模变结构控制

研究了一种自调节趋近律的滑模变结构控制器,以切换函数s作为偏差,趋近速度由一个PID控制器调节,目的是使到达滑模面的穿越速度最小从而减少抖振,同时使到达滑模面时间最短.根据航空发动机稳态数学模型,设计其滑模变结构控制律,构建了基于PXI总线的发动机滑模控制平台.通过半实物实验结果证明,该控制器响应速度快,高频抖振很小,具有很强的鲁棒性能和跟踪性能.     

基于模糊RBF神经网络整定的航空发动机多变量解耦控制

为解决航空发动机控制变量之间的强耦合性,构造了基于模糊RBF神经网络整定的航空发动机多变量解耦控制系统.设计了基于模糊RBF神经网络的多变量解耦控制器,在线调整PID控制器的参数并根据Delta学习规则对网络权值进行修正以达到最佳控制;针对某型航空发动机含未建模动态和噪声等随机干扰的非线性模型进行了多变量解耦控制系统仿真.结果表明:系统具有满意的动态性能和解耦特性,该方法不需要知道发动机的精确数学模型,对航空发动机的非线性和不确定性具有较强的自适应能力.     

基于Bang-Bang控制的智能开关预测控制算法

为解决Bang-Bang控制原理具体应用中存在的如何纳入状态变量的附加约束条件、开关曲线的求取和最优轨线的确立等复杂问题,提出了一种智能开关预测控制方法．该方法根据离散卷积定理提炼出一组新的控制信号集,然后设计新的切换方程和减速规律,并在开关控制框架下,实施有闽值信号制约的最小拍增量控制．本文所提出的方法全面改善了预测控制的策略和算法,使控制系统动态性能良好,过渡过程时间小于理想开关控制过渡过程,且单调衰减,原理上稳态无静差,系统反应时间短,定位精度高,对输出扰动具有一定的鲁棒性,而且适用范围更加广泛．仿真结果表明了该控制算法的有效性．     

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.     

履带式装甲车辆纵向速度控制

履带式装甲车辆的动力学系统具有强烈非线性、不确定性的特点,为解决直线行驶工况下的速度控制问题,结合驾驶员驾驶操纵经验,提出一种自适应性强的变论域分相模糊比例-积分-微分(proportion-integral-derivative, PID)控制方法,实现了对期望车速的有效跟随。首先建立包含发动机、传动系及制动系的装甲车辆纵向动力学模型,然后利用模糊算法在线整定PID控制器参数,并采用变论域分相设计进一步提高控制器的自适应能力。仿真实验结果表明,提出的控制方法与传统PID及模糊PID相比,车速跟随控制精度与快速收敛性都有了提高,尤其能够有效解决驱动/制动切换时整车运动状态改变导致的控制效果大幅度下降问题。     

CCM Buck变换器的精确反馈线性化滑模变结构控制

利用非线性系统的微分几何理论,在CCM Buck变换器仿射非线性模型的基础上,推导出了对应的非线性坐标变换矩阵和状态反馈表达式,得到了Buck变换器的精确反馈线性化模型。在此模型的基础上,选取线性切换函数和指数趋近律,设计了滑模变结构控制器.对比研究表明,所提出的精确反馈线性化滑模变结构控制策略具有良好的动态响应调节和稳态误差调节特性,表现出更强的鲁棒性.     

基于输出反馈的切换模糊控制设计

针对状态不可测的切换模糊系统,提出一类切换模糊控制系统的输出反馈控制问题.根据切换技术和常用的平行分布补偿(PDC)控制器设计方法,给出了切换模糊观测器和切换模糊控制器设计,使用共同Lyapunov函数、单Lyapunov函数和多Lyapunov函数方法,研究了使闭环输出反馈控制系统渐近稳定的充分条件,同时设计可以实现系统全局渐近稳定的切换律.主要条件以矩阵不等式形式给出,具有较强的可解性.仿真结果表明设计方法的可行性与有效性.     

基于有限时间控制的高超声速飞行器控制律设计

针对高超声速飞行器的飞行控制问题,提出了一种基于有限时间控制技术的控制方法.根据高超声速飞行器纵向模型的特点,将高度控制和速度控制看作2个子系统分别设计控制器.采用非线性动态逆与有限时间控制技术相结合的方法,分别设计了速度控制器和高度控制器.速度控制器设计时考虑了发动机的动态,使得飞行速度在有限时间内收敛到给定值.飞行...     

SVC智能变结构控制器的设计

以非线性变结构控制理论为依据，并模仿人的智能，提出了静止无功补偿智能变结构控制器的设计方法．控制规律与网络结构及系统的工作点无关，具有很强的鲁棒性．计算机仿真结果表明，与常规电压型静止无功补偿控制器相比，所设计的控制器能有效地改善电力系统的稳定性．     

一类不确定切换模糊系统的鲁棒控制

针对不确定的模糊系统,提出一类不确定切换模糊系统的鲁棒控制问题.使用切换技术及Lyapunov函数方法构造出连续状态反馈控制器,使得对于所有允许的不确定性,相应的闭环系统渐近稳定,同时设计可以实现系统全局渐近稳定的切换律.模型中的每个切换系统的子系统是不确定模糊系统,取常用的平行分布补偿PDC控制器,主要条件以凸组合的形式给出,具有较强的可解性.这类混杂控制系统对参数变化具有很强的鲁棒性.计算机仿真结果表明设计方法的可行性与有效性.     

基于功率控制的涡扇发动机控制系统设计

针对航空发动机控制过程中功率不平衡带来的控制精度和稳定性问题,设计一种基于功率控制的双回路控制系统,并应用于涡扇发动机。以DGEN380发动机为例,建立了发动机模型;根据涡扇发动机模型特点,设计了外环比例积分(proportion integration,PI)控制回路和内环线性二次高斯(linear quadratic Gaussian,LQG)控制回路,通过双回路实现功率控制和功率到转速的转化控制。稳态和过渡态仿真结果表明,该控制系统满足发动机控制要求且具有良好的鲁棒性和抗干扰能力;相对于传统比例积分微分(proportion integration differentiation,PID)控制,其过渡态控制过程无振荡,响应时间快50%左右,稳定性更好,可以改善由于功率不平衡所引起的稳定性问题。     

一类混合时滞系统对时滞参数的自适应控制

研究了一类较为复杂的混合时滞系统——被控状态为连续形式且状态时滞参数未知,而控制输入为离散序列.在分别建立了连续与离散的模型基础上,根据已有的混合系统的稳定性定理及一种Lyapunov-Krasovskii泛函方法,提出了一种镇定系统的方法,并得到了离散形式的可用于控制输入的对未知时滞参数的自适应律.在该自适应律作用下,未知时滞参数能始终反映在带记忆状态反馈控制器中,依赖于时滞的反馈控制器存在的充分条件可通过一组线性矩阵不等式(LMIs)表示.