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。

基于AMESim数字式座舱压力控制系统建模及优化

当前,在航空环境监控系统中,座舱内的气压大多是通过数字式座舱控制系统来完成的。由于飞机的飞行包线变化,数字式座舱压力控制系统也在不断变化,这对飞机的座舱压力控制系统设计提出了新的要求。针对这一问题,以压力控制的快速响应、系统稳定性及控制律优化为研究对象,通过AMESim对某型飞机座舱压力控制系统进行建模,选择具有代表性的飞行包线进行仿真,获得系统稳定性和控制律优化。通过仿真验证,完成了原理性样机的开发,为达到对系统动态特性要求进行了地面上舱实验,并进行了控制律优化。

基于模糊控制律的遗传神经匝道协调控制

讨论了快速路匝道系统中智能控制技术问题。针对匝道系统特点,分析了模糊控制、人工神经网络、遗传算法的适用性,提出了一种基于模糊控制律的遗传神经匝道协调控制方案。在该方案中,对模糊控制输入输出数据进行线性修正,使用修正后的数据完成遗传神经网络训练,并用神经网络代替模糊控制器对匝道系统进行控制。给出了神经网络结构和遗传算法流程,并结合宏观交通流模型进行系统仿真。仿真结果表明,与模糊控制相比,控制效果显著提高。

高抗扰高精度无人机着舰纵向飞行控制

针对无人机着舰过程中舰尾流扰动和甲板运动扰动对着舰点散布的影响,对复杂着舰环境下的无人机着舰纵向控制策略、控制结构和控制律参数设计方法进行研究。针对常规控制结构抗扰能力不足的问题,提出了无人机着舰纵向多操纵面平衡态直接力控制(DFC)策略及控制结构。提出了面向着舰点散布的控制律参数优化设计方法,该方法在保证系统满足稳定裕度指标的基础上,综合考虑了舰尾流扰动和甲板运动扰动对着舰点散布的影响,使2种扰动造成的着舰点散布最小。构建控制律参数优化设计问题,通过粒子群优化(PSO)算法进行优化设计,得到高抗扰性能的控制律参数。在控制律参数优化中考虑舰尾流和甲板运动的功率谱密度分布,使设计更具有针对性,减小了控制律设计的保守性,进一步提高控制的抗扰性能。算例设计及仿真验证了多操纵面平衡态DFC控制结构在抵抗舰尾流扰动和甲板运动扰动方面的优异性能,并证明了所提控制律参数设计方法的有效性。

迭代学习模型预测控制研究现状与挑战

历经20多年的发展,迭代学习模型预测控制在理论和应用方面都取得了长足的进步.但由于批次工业过程复杂多样、结构各异、精细化程度较高,现有的迭代学习模型预测控制理论仍面临着巨大挑战.本文简要回顾了迭代学习模型预测控制理论的产生及发展,阐述了二维预测模型、控制律迭代优化及二维稳定性等基本理论问题;分析了现有方法在理论及应用方面的局限性,说明了迭代学习模型预测控制在迭代建模、高效优化、变工况适应等方面面临的难点问题,提出了可行的解决方案.简要综述了近年来迭代学习模型预测控制理论和应用层面的发展动态,指出了研究复杂非线性系统、快速系统、变工况系统对进一步完善其理论体系和拓宽其应用前景的意义,展望了成品质量控制和动态经济控制等重要的未来研究方向.

针对一类受限系统的优化迭代学习控制律

迭代学习控制律可以为重复执行的控制过程提供合适的控制输入以实现零误差跟踪。该文从优化的角度给出了2类迭代学习控制律,一类以未来时刻跟踪误差最小作为优化目标,按目标函数的最速下降方向进行迭代,也称为压缩映射迭代学习控制律;另一类以全部时刻跟踪误差以及迭代控制增量最小作为优化目标,最优解即为迭代学习控制增量,也称为最小二次型迭代学习控制律。在第二类迭代学习控制律的基础上,充分考虑反馈闭环内作动器的饱和约束,将其转化为控制系统输入增量的约束,因此构成凸规划问题,进而用二次规划方法求解。基于一类既有连续信号又有离散信号的混合受限闭环反馈控制系统,针对作动器的饱和特性,搭建了在饱和和非饱和阶段相互切换的系统动态模型。仿真验证了上述算法的有效性,并对比了两类算法的收敛性能,同时也表明压缩映射迭代学习控制律对系统饱和非线性具有一定的鲁棒性能,而二次规划方法可以充分考虑作动器约束,避免饱和发生,同时具有很好的误差收敛特性。

过失速大迎角条件下推力矢量飞机机动仿真

推力矢量飞机是我国下一代飞机发展的必然趋势。在过失速大迎角飞行条件下,常规舵面失去了操纵能力,需要开发新型控制律算法来研究推力矢量和推力对飞行性能的影响。本文推导和综合了推力矢量飞机运动方程,推力矢量喷管模型和传感器、作动器模型,并且提出采用后退区间优化控制算法作为研究飞机在过失速大迎角飞行条件下的鲁棒跟踪控制律。仿真验证了在飞行扩展包线中,只有推力矢量和推力配合使用才能保证飞机准确跟随驾驶指令飞行,对下一代飞机设计打下一定的基础。

歼击机强度包线边界状态点试飞验证

强度包线边界状态点试飞验证是歼击飞机设计定型试飞必须进行的项目,由于飞机在此状态下很可能已接近甚至超过机动能力和使用载荷限制,因此具有风险高、难度大的特点。首先介绍了歼击机强度包线的组成及扩展试飞方法,以某型机为例,说明了强度包线边界状态点试飞中可能出现的问题;对比分析了同一试飞状态点在控制律更改先后不同试飞结果;最后对飞机强度包线边界状态点试飞及控制律更改/优化设计提出了建议。