极点配置的H_∞技术在直升机控制器设计中的应用研究

极点配置的 H∞ 设计方法不但能满足系统的 H∞ 性能要求 ,而且能使闭环极点配置在希望的范围内 ,因而使系统具有满意的阻尼比 ,同时也避免了过快的控制器动态对设备产生的冲击。针对直升机 H∞ 控制器设计中遇到的问题 ,如控制器结构的选择、加权矩阵的选择以及如何考虑不确定性等进行了研究。通过对 CH-4 7直升机设计结果的数值仿真 ,表明所设计的系统达到了 ADS-33水平

小型无人直升机控制及稳定性分析

本文介绍了线性和非线性控制法则两种控制律设计方法在小型直升机上的应用,采用双时域衡量分析方法来分析直升机系统动力学特性。紧子系统和慢子系统分别用于分析直升机转动和平动动力学特性,紧子系统的稳定性是由李亚普诺夫方程保证,同时采用反馈线性化方法稳定控制内回路。此外,在给出线性控制律缺点的同时给出了改进后的非线性控制律,该控制律可以在无人直升机执行大角度、快速度飞行运动科目时更稳定可靠的控制直升机。

小型无人直升机控制及稳定性分析

文章介绍了线性和非线性控制法则两种控制律设计方法在小型直升机上的应用，采用双时域衡量分析方法来分析直升机系统动力学特性。紧子系统和慢子系统分别用于分析直升机转动和平动动力学特性，紧子系统的稳定性是由李亚普诺夫方程保证，同时采用反馈线性化方法稳定控制内回路。此外，在给出线性控制律缺点的同时给出了改进后的非线性控制律，该控制律可以在无人直升机执行大角度、快速度飞行运动科目时更稳定可靠的控制直升机。

虚拟现实技术在直升机控制系统中的应用

论述了虚拟现实技术在武装直升机（单座舱）控制系统中的应用，并对人机虚拟现实中的关键技术，即人工智能技术、直观显示技术、语音输入／输出技术、人机工程学进行了探讨．

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。

控制阵解耦的直升机显模型跟踪飞控系统设计

以某型武装直升机为例,在电传控制方式下,从工程易实现的角度出发,仅通过对控制阵B解耦,设计直升机显模型跟踪飞控系统.重点阐述了解耦矩阵Bd的设计,主要讨论当B不为方阵时,如何从广义逆矩阵的角度设计解耦矩阵,同时还需解决内回路多变量输入输出维数不一致的问题.通过定量分析评估所设计的模型跟踪系统的性能.完成内回路设计后,采用单输入单输出经典控制方法设计外回路.仿真结果验证了内外回路单独独立设计的可行性.

基于改进平衡法的直升机降阶H_∞控制器设计

直升机控制器的阶数往往较高,在保证闭环性能的情况下如何尽可能地降低控制器阶数,是有待解决的问题。首先提出一种改进的平衡法,将它与奇异值分解法结合应用于UH-60A直升机17阶线性化标称模型的25阶H∞控制器,与遗传算法、Schur均衡实现法和最优Hankel-范数法相比,提出的方法有更好的降阶效果。

基于LMI的直升机线性二次型可靠控制律设计

提出了一种新的直升机执行机构故障状况下的可靠飞行控制律设计与仿真方法。建立了正常情况下和故障情况下的直升机数学模型。通过迭代线性矩阵不等式方法(ILMI)求解基于线性二次型的直升机可靠控制律,使得直升机在正常情况和故障情况下均能取得满意的性能指标。通过与标准线性二次型方法设计的最优控制律进行仿真比较,证明所设计的直升机可靠控制律安全有效。

基于反馈线性化的直升机滑模控制系统设计

首先介绍了多变量非线性系统基于反馈线性化的滑模控制方法 ,用它设计的控制律由反馈线性化控制和滑模控制两部分构成 ,然后用其为某型直升机的垂直飞行模态设计了控制律 ,并进行了系统仿真研究。仿真结果表明 ,所设计的控制律能保证直升机稳定跟踪给定输入。这说明基于反馈线性化的滑模控制方案较好地解决了该型直升机垂直飞行的控制问题。

一拍跟踪的直升机显模型跟踪解耦控制系统设计

针对直升机动力学表现出的高阶,强耦合的特点,本文基于一拍跟踪的原理,设计了显模型跟踪解耦控制系统,开发了控制阵,为提高系统动态和稳态性能,对系统参数进行了优化,数字仿真表明,模型跟踪解耦性能良好,同时可以迅速改变显模型,以达到改变操纵特性的目的,文章最后对如何选取采样周期及显模型带宽进行了讨论。

基于人在回路的直升机着舰控制律设计与仿真

有人直升机精确着舰是亟待解决的一项技术难题。面向着舰任务需求,本文构建了人机一体式仿真模型,选取典型着舰任务科目基元(MTE)。人机仿真模型包括驾驶员模型、直升机飞行动力学仿真模型、不同构型下直升机飞行控制律以及包括舰面环境综合仿真模型。上述模型在统一的仿真空间内定义并互相进行交联,可有效地对着舰任务中的人机闭环系统进行模拟。基于上述仿真模型,进行了人在回路试验仿真,结果表明响应类型平移速率(TRC)可以有效地提升有人直升机着舰任务成功率,这对着舰控制律的设计具有显著的意义。

基于Krylov子空间的直升机降阶控制器设计

目前直升机控制器的阶数往往较高,在保证闭环性能的情况下,如何尽可能地降低控制器阶数是亟待解决的问题。本文将一种基于Krylov子空间的控制器降阶方法应用于直升机模型的控制器,不仅设计出的降阶控制器能够完全符合闭环系统要求;而且该方法不需要解Lyapunov方程和使用工具箱,大大地减小了计算量。仿真结果也表明了此方法的有效性和实用性。

X-Cell50直升机非线性控制系统仿真研究

基于非线性分散控制理论,设计了X-cell50微型直升机垂直飞行的姿态稳定非线性控制系统。该控制系统的设计不依赖对象精确数学模型,控制器结构简单易于实现,所包含的积分环节补偿了系统内部的各种未知因素以及外部扰动。仿真结果与变结构滑模控制相比,不仅避免了滑模控制存在的输出稳态误差和控制信号的抖振现象,而且当直升机存在外部干扰和内部参数变化时对其姿态稳定性能的控制具有很强的鲁棒性。

直升机贴地飞行模型跟踪控制器设计研究

为了设计直升机实施贴地飞行时的飞行控制系统,研究了基于内/外回路控制结构的直升机模型跟踪飞行控制器,引入了模型跟踪性能判据,分析了显模型的动态特性以及增益矩阵等参数的优化设计对控制系统模型跟踪性能的影响;对于贴地飞行中实施的鱼跃障碍机动飞行,设计了模型跟踪控制器,对于直升机对正弦形式垂向速率指令和俯仰指令的跟踪进行了仿真;通过对仿真结果的分析说明了模型跟踪控制技术在直升机贴地飞行控制中性能良好,有很好的应用前景。

无人直升机非线性鲁棒控制器设计及仿真

按照Tornambe型非线性鲁棒控制器设计方法,基于某型无人直升机侧向运动数学模型,设计了该型无人直升机侧向飞行姿态保持分散非线性控制系统,该控制系统包含的积分环节补偿了系统内部各种未知因素及外部扰动,通道间解耦效果良好。仿真结果与PID控制相比较,具有很强的抗扰动能力。

直升机姿态的自抗扰滑模复合控制器设计

针对直升机易受系统不确定性影响和大多数控制器对模型依赖度高等问题,设计了基于非线性自抗扰和非奇异终端滑模方法的姿态复合控制器。首先,建立直升机全量非线性动力学方程,获得带扰动项的各姿态通道模型。其次,采用自抗扰控制框架,设计非线性扩张观测器和改进的全局快速非奇异终端滑模控制器,降低模型依赖程度,获得直升机姿态的快速响应和优良抗扰特性。最后,通过仿真对比分析,所设计的复合控制器在直升机姿态跟踪、抗扰方面效果较好。

基于LQR的直升机悬停控制律设计与仿真

建立了某型直升机数学模型,并将该模型分解为纵向模型和横侧向模型两部分,提出了悬停控制律应该达到的稳态指标;以该型直升机为被控对象,采用输出反馈线性二次型调节器(LQR)技术设计了由纵向控制律和横侧向控制律组成的悬停控制律,使得直升机能取得满意的悬停性能指标;以该型直升机模型、执行器模型以及设计的悬停控制器构成全数字闭环仿真系统进行控制律仿真验证;仿真结果表明,文中设计的悬停控制律正确有效,能够较好地实现直升机的悬停功能,另外,由于该悬停控制律是基于输出反馈的,在工程上也比较容易实现。

直升机结构振动频域主动控制的时域仿真

降低直升机的振动水平一直是直升机研制过程中最为关键的技术问题之一。研究直升机结构振动主动控制的频域控制算法和流程,并基于某型直升机空测数据与其控制通道频响函数实测数据,进行从时域到频域再返回时域的振动控制全过程的仿真,探讨与比较在线系统参数识别的两种方法(最小均方法和卡尔曼滤波法)、频域法的时域控制中重要参数的设置等,得出有价值的结论,为真实工程应用中方法的选择提供参考和依据。

基于模型预测控制的直升机轨迹跟踪控制

针对直升机在实际任务中对轨迹精确控制的实际需求,提出基于模型预测控制(model predictive control, MPC)的直升机轨迹跟踪算法。轨迹控制的整体方案采用分层的架构:底层对直升机的速度以及姿态进行调节,顶层通过实施MPC算法对底层的姿态和速度指令进行调度,以期实现直升机轨迹的精确控制。通过分段MPC方法,有效降低了优化问题求解的复杂度。针对响应动态的不确定性,采用基于min-max原则的MPC参数整定法,保证了算法的鲁棒性。仿真案例对方法的有效性进行了验证,结果表明提出的方法控制精度高,计算代价合理,具有工程推广应用的前景。

直升机吊挂飞行中载荷摆动控制方法研究

当直升机的吊挂载荷较大时,机体和吊挂相互耦合将会影响直升机的操纵性和稳定性。飞行员对直升机的操纵会引起吊挂载荷摆动,导致直升机产生剩余振荡,飞行员处理不当极易出现飞行员诱发振荡(PIO)现象。以某直升机为研究对象,通过一些假设简化直升机吊挂模型,提出一种面向工程应用的控制方法;以显模型跟随控制方法为基础架构,结合自适应控制和输入整形技术,对控制方法进行仿真分析。结果表明:该控制方法给飞行员提供了良好的操纵性,同时能够解决吊挂飞行时存在的剩余振荡问题。