多平台网络化制导交接技术

面向多平台网络化协同制导导弹打击目标的实际需求,针对导弹交接过程中的过载异常突变问题,首先基于多平台交接过程分析网络化制导关键误差,明晰导弹过载异常突变机理,建立网络化制导交接基本模型;其次针对信息交接误差,基于虚拟目标信息的交接方式,设计基于匀加减速的虚拟目标网络化制导信息交接方法;最后对交接执行过程中的制导律差异问题,基于虚拟目标信息,提出一种多平台协同制导模式下的导弹制导交接控制律。仿真结果表明,新方法可以有效降低协同制导平台捕获目标信息存在误差而造成的异常过载,实现制导率变化下导弹交接过程过载的平稳过渡,有效提升作战效能。

Design and Application of Discrete Sliding Mode Control with RBF Network-based Switching Law

This article proposes a novel approach combining exponential-reaching-law-based equivalent control law with radial basis function (RBF) network-based switching law to strengthen the sliding mode control (SMC) tracking capacity for systems with uncertainties and disturbances. First, SMC discrete equivalent control law is designed on the basis of the nominal model of the system and the adaptive exponential reaching law, and subsequently, stability of the algorithm is analyzed. Second, RBF network is used to f...

航空发动机控制系统及关键技术现状与展望

航空发动机控制系统是航空发动机的安全关键系统,对发动机在飞行全包线范围内安全可靠产生推力或功率至关重要。本文阐述了航空发动机控制系统的演进历程,对架构设计、控制律设计、故障诊断与状态监视设计三大系统级关键核心技术以及仿真使能技术的发展情况进行总结分析,并对工程可应用性进行探讨,最后对未来的发展方向和重点研究内容进行展望,为新一代航空发动机控制系统设计提供一定参考。

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。

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。

改进双幂次指数趋近律的滑模控制设计

针对目前系统抖振仍影响滑模趋近律在实际中应用,并导致系统收敛速度缓慢、滑模平面趋近至原点时间长等缺陷,提出一种改进的双幂次指数趋近律。改进趋近律中指数项采用分段设计,指数项分段参数将系统分为两部分进行。当状态绝对值小于1时,系统沿滑模面平滑进入,抖振影响可忽略不计;当状态绝对值大于等于1时,系统的动态响应显著提高,收敛时间缩短,且总时间小于初始状态运动至临界值时间和系统运动至滑模面平衡点的时间之和。在理论上验证了改进后的双幂次指数趋近律能够快速收敛到平衡点且消除了抖振影响,并通过实验验证了该趋近律的有效性。对比多种趋近律,改进的双幂次指数趋近律具有最佳性能且收敛速度最快,并通过实验验证在外界干扰下该趋近律仍可快速收敛于平衡点。

飞行控制系统设计方法现状与发展

飞行控制系统设计是飞机设计的一项重要内容,它的先进性很大程度上决定了飞机的先进性。首先,概述了飞行控制系统及控制律的设计过程;然后,对国外先进飞机控制律设计现状进行评述。飞行控制律的设计存在两类主要的方法：经典设计方法和多种先进控制方法。着重论述了目前国内外在飞行控制系统设计中重点研究和发展的几种方法,包括最优控制、动态逆控制、鲁棒控制和智能控制等的基本原理、应用现状和工程实现问题,并指出多种方法综合控制是控制律设计的发展方向。

四旋翼飞行器建模及其运动控制

针对四旋翼飞行器是一个欠驱动、强耦合、非线性系统,提出了运用反步法解决系统非线性问题,达到对飞行器快速、准确、稳定控制目的。研究了以反步法作为非线性设计工具对飞行器控制系统的设计问题,将飞行控制系统分为内外环2个子系统。建立四旋翼飞行器动力学及运动学方程,并对数学模型进行适当简化。利用反步法求解飞行器内环姿态控制律,实现对目标姿态角的稳定控制;利用比例—积分—微分(PID)作为飞行器外环位置控制律,实现对目标位置的稳定控制。搭建飞行器系统模型,进行Matlab/Simulink仿真实验,结果表明:在小角度飞行和悬停状态下,飞行器的位置与姿态精度得到了有效控制,验证了数学模型与控制律设计的准确性。

飞行模拟器自动着陆系统的建模与仿真

对飞行模拟器自动着陆系统进行了研究。现有的研究多集中在进近阶段,而对接地、拉平以及复飞阶段的研究不够,或并没有统一在相同的控制结构中,使得自动着陆系统的功能和性能无法满足高等级飞行模拟器的指标要求。为了完善自动着陆控制过程,提出了一个完整的自动着陆系统控制律算法,基于典型飞行控制系统体系结构,分别建立了制导回路和姿态回路的控制模型,并进行仿真。算法结果能够满足自动着陆过程中所有飞行阶段对控制算法的功能要求和性能要求,仿真结果表明了控制算法的有效性。

DC-DC变换器双线性系统建模及基于李亚普诺夫直接法的控制方法

首先建立了DC-DC变换器双线性系统数学模型,结合控制目的进行适当变形,得到DC-DC变换器的闭环非线性控制系统模型。基于Lyapunov直接法,总结出构造Lyapunov函数和求取控制律的一般步骤,适用于所有数学模型可以表示成双线性系统的DC-DC变换器。以Sepic变换器为例,成功构造出Lyapunov函数,并且推导得到一种使Sepic变换器控制系统渐近稳定的控制律,仿真结果证实了该文提出的新型控制律的有效性。

小型飞翼布局无人机控制律设计与试飞验证

针对无尾飞翼布局的无人机由于取消了水平尾翼和垂直尾翼,导致纵向、横航向的稳定下降,特别是横航向变为静不安定的问题,设计一种小型飞翼布局无人机全流程飞行控制律。以某型飞翼布局飞机的缩比飞机为控制对象,分析该飞机纵向与横航向的气动特性,采用特征结构配置方式,分别对纵向与横航向进行增稳设计。仿真与实际试飞结果表明:该控制律能够很好地跟踪期望的轨迹,并能有效地抑制侧风扰动,具有良好的工程应用价值。

电动舵机伺服控制器控制律的优化设计

电动舵机伺服系统是一个包含位置环、速度环和电流环的多闭环系统,对舵机系统各控制环节参数的设计和优化可以使得舵机伺服系统响应更加快速,高性能的电流环是高性能伺服系统构成的基础,电流环的好坏直接会影响到矢量控制的效果,最终影响伺服系统的转矩响应。运用系统解耦辨识的方法,得到伺服系统解耦后的电流环数学模型,对控制律进行优化,使得优化所得的控制参数与实际系统所需参数非常接近,从而大大缩短软件开发的周期。

四旋翼飞行器的建模及基于反步法的控制

研究了基于反步法的四旋翼飞行器控制系统设计问题。建立四旋翼飞行器简化六自由度模型的基础上,采用多回路结构实现飞行器的控制目的。利用反步法设计姿态稳定回路,实现对给定姿态、航向和高度的渐近跟踪。位置回路采用带饱和的PD控制器,为姿态回路提供参考信息,实现对位置的稳定控制。仿真结果表明,飞行器位置稳定和航迹跟踪的效果满意,验证了本文控制律设计方法的正确性和有效性。

高超声速飞行器操纵性/控制律一体化设计方法

高超声速飞行器主要飞行阶段包括助推分离段、巡航段和下降段,在分离段操纵面的任务是快速抑制分离扰动,而巡航段主要用于高精度姿态控制。针对分离段和巡航段对舵面操纵性要求差别较大的特点,本文探讨从满足控制要求的角度对操纵面尺寸进行优化设计的方法,即操纵性/控制律一体化设计。采用最优控制方法对飞行器自动驾驶仪增益进行优化,并基于多目标遗传算法的并行子空间优化方法,得到了高超声速飞行器最优舵面外形尺寸和相应的控制律。仿真结果表明,最优舵面在分离段能够快速抑制分离扰动对飞行器姿态的影响,并将飞行器姿态迅速调整到发动机点火窗口;在巡航段能够快速抑制阵风干扰对飞行器姿态的影响,稳定飞行器姿态,为高超声速飞行器操纵性设计提供了依据。

无人机自动起飞系统建模和控制律设计研究

针对无人机在起飞滑跑过程中,受到地面支反力和摩擦力的影响,其运动特性与空中飞行不同的情况,通过详细分析无人机在起飞滑跑过程中的受力情况,建立了无人机的地面滑跑纵向模型,并设计自动起飞纵向控制律,实现无人机地面滑跑、起飞控制;并在Matlab/Simulink平台上进行仿真,仿真结果表明所建立的模型可用,控制律效果良好,满足设计要求。

一体化变几何冲压发动机控制规律研究

为达到减轻导弹发射总重和提高导弹机动性的目的,建立了基于能量法的一体化超声速导弹/冲压发动机控制规律优化设计模型,通过合理调节尾喷管喉部面积,减小进气道的亚声速溢流阻力和提高总压恢复系数,降低冲压发动机的耗油率,实现一体化控制规律,在优化设计模型中,包含导弹升阻特性预测模型、冲压发动机特性与安装特性计算模型。将相应的计算程序在iSIGHT软件平台中进行集成并利用其优化功能,实现了尾喷管最优控制规律设计。对某型冲压发动机的计算结果表明,通过优化调整尾喷管喉部面积,可以显著降低导弹的发射总重,并明显提高导弹机动性。

力控制系统的若干设计问题

提出各类力控制系统设计时应遵循的原则。分析指出力控制中的对象数学模型是零阶的比例环节,所以系统的回路中必定要包含一个积分环节以保证带宽。故在一般的工业应用场合,力控制系统常采用一种比例的速率控制模式。在机械手的力控制中则是采用积分控制律。由于积分控制的动态响应较慢,所以系统设计中还常包括对扰动的补偿。对于阻抗控制场合,力控制设计应该与期望的虚拟环境的阻抗相匹配。此外,为了保证人在回路实时控制系统的稳定性,应该进行无源性设计。所提出的设计原则对系统的调试也极有帮助。

一种涡轮发动机加速控制规律设计的新方法

提出了一种涡喷、涡扇发动机加速控制规律快速设计的新方法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,通过额外增加转子提取功率,使得发动机稳态工作点(线)靠近喘振边界,在同时考虑燃烧室富油熄火边界、涡轮进口总温限制以及压气机喘振裕度限制的条件下,利用适当的控制规律描述形式并结合发动机工程研制中的经验,能够快速而准确地获得涡喷、涡扇发动机加速控制规律。对某型涡喷发动机加速控制规律的改进的计算结果表明,提出的加速控制规律的设计方法准确而有效。