短距起飞垂直降落飞行器飞行品质研究

根据短距起飞垂直降落(STOVL)飞行器的特点,结合AGARD 577飞行品质规范,从操纵效能和模态特性两方面对短距起飞垂直降落飞行器在飞行品质方面提出要求。基于短距起飞垂直降落飞行器六自由度模型仿真,对飞行器在短距起降过渡状态下的操纵效能进行评估。以等效系统拟配思想,采用遗传算法与最小二乘法的混合算法,对带L_1自适应控制器的高阶飞行器模型进行低阶等效拟配。采用该低阶模型,对飞行器在不同飞行阶段下纵向与横航向的模态特性进行评估。结果表明,该飞行器在短距起降阶段具备一级飞行品质。

自转旋翼无人机的起飞控制研究

以某型自转旋翼无人机作为研究对象,针对自转旋翼无人机起飞过程中的难点,开展自转旋翼无人机的自主起飞控制策略研究,将起飞过程划分为预旋、三轮滑跑、两轮滑跑、离地爬升等多个阶段,并设计各过程的纵向与横侧向控制回路。通过综合仿真实验,验证了所设计控制策略的可靠性与可行性。

基于模糊控制的深空探测器不确定姿态控制方法设计

在空间探测任务中,探测器的姿态控制是保证各项任务完成的基础,虽然探测器的着陆控制技术已日趋成熟,但地外起飞阶段的姿态控制研究还相对较少.本文设计了一种适用于深空探测器在外星不确定性环境下起飞时的模糊控制器,通过对姿态角与角速度进行分档模糊化处理降低计算量;建立将姿态角和角速度映射到输出力矩的模糊控制规则;根据模糊规则输出的模糊量,通过去模糊化得到控制器的开关状态输出,实现对探测器姿态的快速有效控制.利用数值仿真测试了控制器的控制效果,以及在起飞初始姿态和发动机安装存在偏差时的鲁棒性,在ADAMS环境下对探测器起飞过程进行物理仿真.结果表明,相比于经典PD控制方法在实际模型与理想模型有差别时导致的控制发散,该控制器在参数不确定下具有更强的鲁棒性,满足了深空探测器自主起飞时对姿态控制的需求.

四火箭助推无人机起飞与降落控制算法

固定翼无人机起降过程对场地要求高,这限制了其应用与发展。为此,提出四火箭助推无人机实现短距离起降的方案,并对火箭助推无人机起降控制算法进行研究。设计火箭助推无人机起降过程的控制策略;建立无人机气动力、助推火箭作用力、发动机推力及控制律数学模型,构建无人机起降过程的动力学方程;设计一种基于PID控制的控制算法,控制目标无人机在各种干扰环境下安全稳定地完成起降过程;利用MATLAB软件编程进行仿真计算,并通过对比仿真结果与试飞结果,来验证该控制算法的有效性。结果表明:所设计的控制算法及控制律满足目标无人机起降过程的控制要求。

混合电推进能源管理系统模糊逻辑控制

针对混合电推进能源管理方法开展研究,设计了一种基于模糊逻辑控制的混合电推进能源管理系统。通过设置垂直起降飞行器的功率要求、内燃机-发电机输出功率和储能电池荷电状态的模糊隶属度函数,动态最优分配发电机与储能电池的功率输出,从而提升系统的燃油经济性与飞行器的航程。结合模型设置,对100 kg级的垂直起降转平飞的飞行器能源系统变化进行仿真计算,验证了能源控制算法的可行性。结果表明:基于模糊逻辑控制的能源管理方法,在总时长约为1.2 h的飞行过程中,内燃机约有1 h的时间工作在比油耗最低的区域,从而提升了混合电推进系统的能量利用效率。研究为后续混合电推进系统的能源高效控制与管理提供了设计思路和分析方法。

欠驱动VTOL飞行器的自耦PID控制方法

针对非最小相位欠驱动垂直起降(vertical taking-off and landing, VTOL)飞行器的控制难题,提出了一种自耦PID(auto-coupling proportional-integral-differrential, ACPID)控制理论方法.首先通过坐标变换将VTOL飞行器的质心映射为Huygens振动中心,不仅能实现新系统控制输入解耦,而且也能避免非最小相位VTOL飞行器零动态不稳定的问题;然后对Huygens振动中心分别设计纵横向位置的ACPID控制器,并分别获得VTOL飞行器底部推力和滚转姿态角虚拟指令,进而设计滚转姿态角的ACPID控制器形成滚转力矩,从而实现VTOL飞行器系统的位置跟踪控制;最后通过复频域分析理论证明闭环控制系统的鲁棒稳定性和抗扰动鲁棒性.理论分析和仿真结果都表明了本文方法的有效性,在非最小相位欠驱动控制系统领域具有重要的科学意义和广泛的应用前景.

基于有限时间观测器的VTOL飞行器跟踪控制

针对垂直起降(VTOL)飞行器的轨迹跟踪控制问题,本文提出了一种基于有限时间控制的输出反馈控制方案。采用系统分解技术将原系统解耦成2个子系统,将原系统的输出轨迹跟踪问题转化为2个子系统的镇定问题。对解耦后的系统,利用滑模控制方法设计了一种状态反馈控制律,所设计的控制器能够保证闭环系统有限时间稳定。考虑部分状态不可测量情况下的VTOL飞行器轨迹跟踪控制问题,提出了一个有限时间快速收敛观测器,基于有限时间快速收敛观测器提出了有限时间输出反馈控制律。仿真结果表明,所提出的控制方法具有良好的跟踪性能,能够实现飞行器对给定参考轨迹的快速、准确跟踪。

履带式电液悬挂提升与PTO试验平台设计

针对室内作业环境下,传统动力拖拉机存在空气和噪声污染严重、作业劳动强度大、不易长时间作业与开展试验研究等问题,研制了一款履带式电液悬挂提升与PTO试验平台,通过理论计算和分析等方法研究了关键部件结构参数,并开发了基于NI-FPGA测控系统,实现了对作业平台的远程检测与控制。整机性能试验结果表明:整机行驶稳定性和主动安全性较好,百米直线度偏差约为1%,最小转弯半径1.5m;无滑移情况下整机最大牵引力可达12.5kN,PTO最高转速为1080r/min;在标准转速540r/min工况下,动力输出最大功率为22.5kW;悬挂提升控制试验中,最大提升力为16kN,系统延迟时间为1.2s,最大稳态误差为3.94mm。试验平台动力性能满足设计需求,响应和控制精度较高,可以较好地满足室内作业及多种工况作业需求。

基于NLESO的倾转动力无人机垂直起降模态轨迹跟踪控制

针对存在复杂不确定性的倾转动力无人机垂直起降模态,进行轨迹跟踪控制研究,提出了一种基于非线性扩张状态观测器(NLESO)的内外双环滑模控制方案。基于倾转动力无人机特点,依次建立其动力系统模型、机体与操纵舵面空气动力模型以及动力学方程,完成动力学建模工作;将各种内外部扰动视作集总干扰,设计NLESO对其进行估计与补偿;基于NLESO与滑模控制方法设计了垂直起降模态的位置与姿态双环控制器;设计Lyapunov函数对NLESO以及整个控制系统进行了稳定性分析。仿真实验表明,文中所提出方法针对复杂扰动具有较强的抑制能力,显著提升了倾转动力无人机垂直起降模态的轨迹跟踪精度与响应速度。

单旋翼垂直起降系统的模糊PID控制

由于旋翼无人机具有续航时间长、垂直起降及应用广泛等特点,其姿态稳定控制是实现日常飞行任务的主要因素,需具备一定抗干扰能力。针对传统PID(proportional-integral-derivative,PID)控制算法的旋翼无人机姿态抗干扰性弱、鲁棒性及解耦性差等问题,基于模糊比例-积分-微分控制算法,依托NI ELVIS II+开放式试验平台,进行了旋翼无人机姿态模糊PID控制设计;利用LabVIEW软件设计控制算法,通过系统建模、仿真调试和试验结果分析,表明模糊PID控制器比传统PID控制速度更快,稳态时间更长,且具有自适应特性,控制参数可随外部环境自动调节,能充分保证控制系统的稳定性。

多型取力器控制系统结构与检修

取力器广泛应用于各类专用汽车上,因型号繁多、原理复杂,故障判断及检修难度大,亟需提升维修人员的技能。文章对常见的多种型号取力器,采用原理简图、案例分析的方法,详细阐述其传动结构和控制原理,通过对比研究得出取力器常见的机械类、气路类、电器类的故障特点,指导维修人员明晰各型取力器的结构原理,掌握故障判断的思路和方法,为排除故障提供借鉴。

基于双环设计的PD垂直起降飞行器轨迹跟踪控制

论文针对垂直起降飞行器在轨迹跟踪控制过程中存在不确定性和外部扰动的问题,提出了一种基于双环设计的PD轨迹跟踪控制方法。首先,基于前馈补偿对垂直起降飞行器控制器进行PD控制方法设计,其次,将轨迹跟踪系统分为内外两个控制环路,最后进行Matlab/Simulink的仿真实验验证。研究结果表明,基于双环设计的PD控制方法使得垂直起降飞行器性能指标较好,能补偿控制系统所受到的内外干扰,提高控制系统的稳定性。

基于模糊控制的无人机滑跑起飞控制方法研究

针对三点式起落架无人机建立了地面滑跑的非线性数学模型,提出了总体的滑跑起飞控制方案,包括横侧向的滑跑纠偏控制律和纵向升降舵配合控制律。横侧向采用侧向偏差和侧向速度组合的控制结构,通过前轮和方向舵联动方式实现,并在经典的PID控制器的基础上进行改进,设计了模糊控制器;纵向根据飞机滑跑段的性能分析,给出纵向控制方案,通过升降舵配合实现。仿真结果表明,模糊控制器对非线性较大的系统有较好的控制能力,侧偏和速度组合的控制结构纠偏效果明显,起飞过程平稳,滑跑起飞控制方案有一定的可行性和合理性。

斜板滑跳起飞动力学特性研究

综合研究了飞机从航母上斜板滑跳起飞动力学问题，建立了考虑甲板运动、起落架变形运动在内的完整的飞机动力学方程，分析讨论了航母纵摇和垂荡、起落架变形、发动机推力及斜板形状等因素对起飞特性的影响，为飞机采用斜板滑跳起飞可行性提供了理论计算方法．

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。

舰载机弹射起飞上升段控制律研究

针对舰载机的安全弹射起飞要求,研究了弹射起飞上升段控制律设计问题。分析了常用弹射装置原理以及弹射起飞的工作流程。构建了弹射起飞过程中的上升段相关数学模型,包括某型舰载机的纵向模型、前起落架突伸结构和阵风模型。设计了舰载机起飞离舰后上升段的飞行姿态控制律,在仿真中将加速滑跑阶段的各种因素转化成初始条件,同时分析了阵风干扰对上升段飞机飞行特性的影响。仿真结果表明:设计的姿态控制律可以改善舰载机在离舰上升段的姿态,抵抗气流干扰等因素的影响,提高弹射起飞的安全性。

波浪能装置液压自动分级控制系统研究

为解决波浪能装置如何根据波况自动加减液压负载问题,该文研究自动分级控制系统。该自动分级控制系统包括测量机构和执行机构,描述了自动分级控制系统的工作原理,并以实例来详细说明该自动分级控制系统的关键参数确定以及应用过程中需要注意的问题。目前,该自动分级控制系统已成功应用在鹰式波浪能装置上,并取得良好控制效果。

漂浮式波浪能装置能量转换系统研究

能量俘获系统与能量转换系统构成整个波浪能装置,其中能量转换系统是波浪能利用的关键环节。设计一套适用于漂浮式波浪能装置上的液压式能量转换系统,包括液压缸、液压马达、蓄能稳压系统、液压控制系统及发电机。液压控制系统中采用特制的'液压自治控制系统',用于根据发电许可最大压力与最小压力控制液压系统能量释放与储蓄动作,并将最大压力提高到23 MPa,最小压力提高到9 MPa。大量试验数据表明,压力提高后的液压转换系统较之以前的液压系统在效率和可靠性方面有明显的改进,对波浪能海况试验样机研发意义重大。

基于配备取力器的越野车牵引力控制方法

主要分析了带取力器的特种越野车牵引力控制方法,提出了在低附着系数路面上依靠调节离合器、轴间差速器和制动器的牵引力控制策略。建立了包括离合器在内的全时四驱特种越野车模型,应用MATLAB建立了软件在环仿真平台。对仿真结果进行分析表明:所提出的带取力器的特种越野车牵引力控制方法能够在不调节发动机油门的情况下使发生过度滑转的车轮的滑转率控制在最佳值范围内,从而使车辆快速通过低附着路面区域。

剑杆织机送经卷取运动的双控法研究

针对剑杆织机送经卷取运动控制系统存在的启动调节速度慢、调节误差大等问题,提出了一种双控法来调节送经电机转速。用直接控制法控制送经电机转速值,并利用PID调节控制法调节该转速值。实验结果表明,使用该双控法后织机控制系统的启动调节时间小于0.4 s,超调量控制在3.2%以内,调节误差控制在1.25%以内,有效地提高了系统张力的稳定性和织物的质量。