宽体飞机地面主轮协同转弯控制律设计

主轮协同转弯技术能有效提高飞机的地面机动性,降低主起落架在转弯过程中受到的附加侧向扭矩,减小重载飞机地面转弯半径,但目前实现此技术的前主轮转角控制律设计方法尚不明确。提出以主起落架受力为约束条件,计算不同滑行速度下的前主轮转角关系,在全速度范围内进行分段选择并离散化,据此设计前主轮协同转弯控制律,以原理样机为对象进行仿真分析,验证了该控制律能有效降低两侧主起落架扭矩和的峰值。提出的设计方法对多轮系地面运载装备的复合转弯控制律设计具有一定的理论指导意义。

神经网络架构轻量化搜索的飞行器控制律自学习方法

针对在运用Soft actor-critic(SAC)强化学习算法实现复杂的飞行器控制律自学习过程中,超参数设定高度依赖于人工经验进而造成设计难度大的问题,提出一种基于神经网络架构轻量化搜索策略的飞行器控制律自学习方法。该方法在将神经网络架构设计问题转化为图拓扑生成问题的基础上,结合LSTM循环神经网络的图拓扑生成算法、基于权重共享的深度强化学习参数轻量化训练与评估机制,以及基于策略梯度的图拓扑生成器参数学习算法,给出了一种面向深度强化学习的轻量化自动搜索框架,实现了SAC训练算法中神经网络架构超参数的自动优化,进而完成了控制律的自学习。以三维空间返回着陆控制为例,验证了所提方法的有效性和实用性。

中型无人直升机向心回转机动飞行控制律设计

向心回转是直升机的一个标准机动飞行科目,其可以综合检验直升机各通道的控制性能。针对中型无人直升机向心回转机动中姿态控制和速度控制的问题,提出一种增强飞行过程中稳定性和快速性的控制律设计方法。首先,根据ADS-3E-PRF,设计了向心回转机动的控制指令。随后,在内外环串联的通道控制结构基础上,通过推导得出直升机滑模控制律,从而设计姿态内回路的滑模控制器,对比PID控制器得到了更好的姿态增稳效果和更快的响应速度。最后,通过半物理仿真系统的仿真实验,结合向心回转机动的指标,验证了所设计的方法能有效完成向心回转机动,并达到了满意的标准。

基于自抗扰控制的共轴直升机姿态控制律设计

以某型共轴双旋翼无人直升机作为研究对象,对无人机返航进场与降落着舰阶段的抗扰动问题进行研究。针对海上着舰环境下的外界干扰与不确定性问题,选用自抗扰控制器设计共轴直升机姿态控制律,以提高共轴直升机对外部扰动的抗扰性能。针对自抗扰控制律调整参数过多问题,设计改进粒子群算法进行自动参数优化。仿真结果表明:改进粒子群算法能够显著提高参数整定速度,且精度更高;优化参数后的自抗扰控制律在强干扰环境下具备良好的动态响应与鲁棒性。

基于改进粒子群算法的飞机刹车控制律参数寻优研究

飞机防滑刹车控制律参数的选取不仅直接影响着飞机的刹车性能,还对飞机着陆的安全性起着重要作用,而实际飞机刹车过程异常复杂,其模型通常具有高维非线性的特点,且从工程角度出发,刹车距离的缩短并非单一核心诉求,轮胎磨损同样需要考虑,这就使得刹车控制律参数的选取异常困难。为解决上述问题,在刹车值目标函数的基础上,引入了机轮打滑值评价目标,优化了飞机刹车控制系统的目标函数。在标准粒子群算法的基础上引入了二阶振荡环节,融合了差分变异策略,并对算法的惯性权重和加速度系数进行改进,使得算法的寻优性能得到提升。将该算法应用至飞机刹车系统MATLAB/Simulink模型中进行仿真,证明了所提算法在飞机防滑刹车控制律参数寻优方面的有效性和科学性。

基于输入扰动观测的全包线变稳控制律设计

变稳机正向全包线范围飞机特性评价发展,其中状态点变化、襟翼/水平安定面对飞行品质的影响都属于未知扰动,经过分析,传统变稳控制律已难以克服此类扰动。为实现现代先进变稳飞机需具备的全包线变稳能力,以短周期特性模拟任务为例,设计输入扰动观测器,对飞机内外部扰动进行了实时估计,并在控制系统中对输入扰动进行补偿。分析表明,上述法可以有效估计并抑制总扰动,可实现优良的短周期模拟性能,具有很强的工程实用性。

小小型型无人直升机控制律设计与仿真

依据摄动线化原理,本文对模型直升机非线性模型在平衡点进行了小摄动线性化处理,得出了线性化动力学模型,并对它进行了PID控制律设计,应用MATLAB/Simulink对控制律作用于线性化模型和非线性模型分别进行了仿真验证,结果表明作用于线性化模型具有良好控制效果的控制律尚不能有效控制非线性模型.使用backstepping方法对非线性模型子系统选择相应的李雅普诺夫候选函数,应用递归方法设计了使型直升机动力学非线性模型镇定的控制律,确保李雅普诺夫候选函数的导数为负定.经仿真验证表明利用该设计方法得到的控制律能对非线性模型进行有效控制.

无模型控制律基本形式的性质分析

对无模型控制律基本形式的性质进行了分析.证明了在此控制律的作用下,系统的输出将收敛到希望的输出值,并且相应的控制变量序列也是收敛的.应用实践表明,依据该控制律设计的无模型控制器具有广泛的应用领域和很好的控制效果.

无模型控制律的设计问题

文献[1—4]中提出了无模型系统的控制律。然而这种控制律的设计途径是否合理?这是无模型控制器理论的一个重要问题。文中就上述问题进行了讨论并给出肯定答案。

无模型控制律的变差性质分析

分析无模型控制律的变差性质，诸如变差的最小性，有界性等等。分析的结果说明了无模型控制律具有良好的性能。

基于L_(1)自适应控制律的无人机滚转控制

在飞行器参数变化时,L_(1)自适应控制相对于传统比例积分微分(proportional integral derivative,PID)控制方法具有理想的控制效果。针对某型存在参数不确定性的无人机,建立了无人机横侧向动力学模型,在对L_(1)自适应控制理论进行研究的基础上,分别设计了L_(1)自适应控制律和比例微分(proportional derivative,PD)控制律,通过算例仿真,对比分析了这两种控制律对无人机滚转角的控制效果。结果表明,L_(1)自适应控制律具有良好的抗飞行器参数变化能力,鲁棒性强,对无人机飞行控制系统设计具有重要的参考价值。

U型非线性抗扰励磁控制律设计

提出了一种以发电机端电压偏差（ Δ Ｕｆ） 为控制目标的非线性励磁调节器设计方案。所设计的非线性励磁控制律的动、静态两方面的性能均优秀，能有效地抑制机械功率对发电机端电压的扰动，且调压措施明确，是一种较适用于工业实用的非线性励磁控制律。

飞行器控制律设计方法发展综述

综述了飞行器控制律设计方法的研究和应用状况。首先简述了现代控制理论的发展状况,然后给出最优控制法、特征结构配置法等线性设计方法和非线性反馈线性化、非线性H∞优化与μ综合鲁棒控制、滑模变结构控制、反步控制、神经网络控制、自适应控制等非线性设计方法的特点及其在飞行器控制律设计上的限制,最后分析总结了存在的问题及未来的发展方向。

无人机飞行控制系统纵向控制律设计及仿真

文中主要是根据建立的飞机小扰动线性化方程,利用经典控制理论中的根轨迹法,分析设计了某无人机飞行控制系统中纵向运动的两个通道:俯仰通道和高度通道的控制律,并利用Matlab进行了数字仿真,给出了仿真结果。

基于控制律重组的汽车半主动悬架容错控制与试验

基于控制律重组思想提出了一种汽车半主动悬架主动容错控制方法。建立了2自由度1／4车半主动悬架和故障悬架模型。通过设计鲁棒观测器，获得输出残差信息，实现半主动悬架故障检测和悬架作动器故障增益在线诊断。在LQG控制器和在线诊断基础上，基于控制律重组调整LQG控制律设计容错控制器，实现故障悬架主动容错控制。Matlab／Simulink仿真及台架试验结果表明，基于控制律重组的主动容错控制能使汽车故障悬架舒适性指标经0．5—2．0s滞后迅速恢复至与无故障状态时半主动悬架性能相接近水平，消除了作动器故障影响，提高了悬架控制可靠性。

周期电加热控制律对除冰表面温度的影响

研究周期性电热除冰系统加热控制律对表面温度的影响是进行系统设计和优化的前提.在采用焓法模型对二维电热除冰系统矩形单元的瞬态传热模型进行建模的基础上,采用控制容积法全隐格式求解控制微分方程,对周期性电热除冰表面的温度进行了计算.分析了影响表面温度的主要因素,得到表面温度与加热控制律的关系,结果表明:供电热流密度的大小和供电周期对系统除冰效果有重要影响,需要合理匹配.

倒立单摆摆起开环控制律的最优化算法

基于最优控制理论,研究了倒立单摆非线性系统过程控制问题·建立了带惩罚条件的摆起过程开环控制律计算的最优化算法·同一般数值方法相比,这种算法在每步优化计算中,以最优步长取代了固定步长,因此可以确定每个时间段上的精确控制量·编制了倒立单摆摆起过程控制律的计算程序,并进行倒立单摆摆起过程仿真分析·结果表明这种算法可以获得高精度的控制律,它将为非线性系统过程精确控制提供条件·

基于无尾飞机横侧向控制律参数优化设计的一种方法

详细研究了无尾飞机横侧向系统的稳定性,并针对该无人机横侧向控制系统,运用经典的控制方法,通过优化而自动调节控制律参数的一种时域方法设计控制律,优化算法采用序列二次规划方法。仿真结果表明运用该方法所设计出的控制律结果满足飞行品质要求,提高了传统的人工调节控制器参数的效率,同时该方法也可以用于其它被控对象的控制律设计。

重装空投系统的动力学建模与控制律设计

针对当前重装空投数学模型与实际系统存在偏差等问题,改进传统的分离体建模方法。将货物视作刚体考虑分析,修正了货物约束力的作用点,引入了牵引伞力作用方向,综合考虑了货舱地板角、摩擦系数等影响因素,提出更加精确的干扰力矩计算方法,建立更加贴近实际的重装空投动力学模型。设计了俯仰高度保持和速度保持控制律,并利用遗传算法选取了合适的控制律参数。仿真结果表明,所给出的控制方案能够有效地保持飞行轨迹和稳定飞机姿态。

近距引导战斗机自动攻击控制律实现

针对现代战斗机向目标空域的近距引导过程,建立了战斗机与目标相对运动的数学模型,提出了战斗机自动攻击的概念,并推导出一种基于瞄准误差的战斗机近距引导律。在此基础上,设计了近距引导战斗机自动攻击控制律。最后对基于瞄准误差的引导算法进行仿真,结果表明基于瞄准误差的近距引导方法很好地消除了瞄准误差,能够满足战斗机近距引导指标。