综合直接侧力控制着舰

提出了一种新的着舰控制方法,即综合直接侧力控制着舰。首次将直接侧力应用到着舰研究上,并将美军MAGIC CARPET着舰控制的纵向控制理念拓展到侧向控制上,对侧向直接力舵面和侧向常规舵面进行综合控制设计,实现侧向三通道解耦。在直接侧力通道上设计了横向轨迹增量控制,让横向杆位移直接正比于横向对中漂移速率。对HUD显示符号进行改进,使飞行员更直观地观察着舰态势。设计着舰飞行模拟环境,实时模拟飞行员操纵。模拟结果显示:飞行员能如MAGIC CARPET纵向控制一样,以“一杆操纵”策略很简便地完成对中修正,同时能很好地跟踪侧向甲板运动和抵抗侧风干扰,且整个过程航向角和滚转角基本不变。相对于常规着舰,该方法大大降低了飞行员操纵负担,且提高了着舰性能。

基于线性自抗扰控制的纵向舰载机直接升力全自动着舰控制

舰载机的最终着舰过程受到强烈的舰尾流的干扰,为了抑制舰尾流扰动,本文提出一种基于径向基函数神经网络(radial basis functions neural network,RBFNN)结合线性自抗扰控制(liner active disturbance rejection control,LADRC)的创新设计方法,确保舰载机直接升力控制自动着舰系统的鲁棒性。LADRC将阵风扰动和系统不确定项作为总扰动,通过线性扩展状态观测器(liner extended state observer,LESO)对总扰动进行估计,并通过线性反馈控制律进行补偿,然后根据系统状态利用RBFNN在线调整LADRC控制器的参数,并构建Lyapunov函数以证明闭环系统的稳定性。舰载机跟踪理想下滑道的仿真结果表明,RBF-LADRC的抗干扰性、鲁棒性和跟踪精度均优于与之对比的控制方法。

基于自适应固定时间的直接升力着舰容错控制

针对执行器效益损失故障、偏移故障和舰尾流扰动,提出了一种直接升力作用下的自适应固定时间容错控制方法。首先,建立了一种新的含襟翼的舰载机精确反馈线性化模型,并基于新的固定时间稳定性定理,对直接升力模态设计了滑模控制器,提升了系统的收敛速度和着舰精度;然后,引入非线性微分方程形式的自适应更新律,在线估计故障因子的最小值和复合扰动上界值,补偿故障和扰动的影响,基于李雅普诺夫方法证明了闭环系统的固定时间收敛特性;最后,与其他方法对比仿真的结果证明了所设计方法的有效性和优越性。

级联式预设性能动态逆解耦直接升力着舰控制

为在下滑着舰过程中,克服“反区”操纵特性,减轻飞行员操纵负担,提升着舰精度和安全性,将直接升力方法引入着舰控制律设计,发挥其响应速度快、控制精度高、解耦性能好等优点。采用预设性能的非线性动态逆方法和控制分配算法相结合的控制架构设计了两层级联式综合直接升力着舰控制器,既可以实现纵向轨迹和姿态控制间的解耦,还可以实现横航向控制与纵向运动间的解耦。首先,建立了舰载机全量六自由度非线性模型作为研究对象;然后,通过设置虚拟中间控制量将动态逆与控制分配环节有机地衔接,通过预设误差向量约束方程的方法提升动态逆控制环节的综合控制性能,据此设计出级联式纵、航向综合解耦的直接升力控制器;最后,仿真验证所设计的直接升力控制器可以在保持迎角和速度稳定的情况下调整飞行轨迹高度,实现纵向轨迹控制和姿态控制的解耦;还可以在对中控制的时候,保持纵向高度稳定,实现横航向运动和纵向运动的解耦。研究表明,采用直接升力控制可以实现飞行员操纵到控制变量间的逐一对应,显著减轻操纵负担并提升下滑着舰控制精度。

面向直接示教的机器人零力控制

提出基于力矩控制的零力控制方法应用于机器人直接示教。针对机器人连杆重力矩和关节摩擦力矩难以直接建模计算,分析机器人关节力矩与连杆自重、关节位姿、负载大小、库仑摩擦力、黏滞摩擦力等因素的关系,提出基于自测量的重力矩及摩擦力矩计算方案,并给出重力矩、摩擦力矩求解所需参数的具体测量方案。在自行研制的直流电动机驱动机器人样机上验证所研究补偿算法,力矩补偿效果明显。与现有基于位置控制的零力控制方法相比,该方法无需多维力传感器,系统简洁、成本低、示教灵活,为各类运动轨迹复杂的机器人示教开辟了新途径。

基于自适应滑模与模糊控制的导弹直接力／气动力复合控制系统优化设计

针对导弹直接力/气动力复合控制问题,提出了一种基于自适应滑模控制(ASMC)与模糊逻辑的自动驾驶仪设计方法。该方法将整个导弹控制系统分为气动力控制子系统(ACS)和直接力控制子系统(RCS)两部分。前者采用自适应滑模控制理论进行设计,利用其所具有的强鲁棒性优点,克服了包括参数摄动与外界扰动在内的各类不确定性因素的影响。后者通过基于规则的模糊推理来确定不同条件下直接力作用的大小,以辅助提高气动力子系统的性能。在控制系统结构确定的条件下,利用遗传算法(GA)对各参数进行优化,实现了两个子系统之间的协调工作。仿真结果表明,所提出的控制方案对机动指令具有较好的跟踪效果,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。

主动前轮转向与直接横摆力矩集成控制算法

针对汽车主动前轮转向(AFS)与直接横摆力矩(DYC)协调控制问题,提出了一种基于模型预测控制的集成控制算法。该算法采用分层集成控制结构,设计了模型预测控制器,研究了二次规划轮胎力分配法,并通过仿真实验对算法进行验证。结果表明:控制算法能够提高车辆的稳定性,具有可行性;采用二次规划轮胎力分配法相对于单轮制动轮胎力分配法可扩大稳定性控制范围。

防空导弹直接力与气动力复合控制系统设计

以大气层内拦截导弹侧向直接力和气动力的复合控制系统为研究对象 ,首先分析了侧向喷流与来流的干扰现象 ,建立了通过干扰放大因子来描述的侧喷与来流的干扰模型和侧向直接力与气动力的复合控制模型 ,将复合控制系统分解为直接力子系统和气动力子系统 ,并分别针对侧向直接力和气动力的特点设计了直接力控制子系统和气动力控制子系统 。

基于全轮纵向力优化分配的4WD车辆直接横摆力矩控制

为了充分利用四轮独立驱动(4WD)与直接横摆力矩控制(DYC)各自的优势,提出了基于全轮纵向力优化分配的4WD车辆DYC系统方案。利用改进的2DOF车辆模型制定DYC稳定性控制目标,设计基于最优动态滑模的"前馈+反馈"DYC控制器。建立全轮纵向力优化分配模式,结合HSRI轮胎模型设计了降低整车路面附着负荷的目标函数,并通过约束优化得出全轮纵向力分配值。研究表明,全轮纵向力优化分配可提高整车路面附着余量,进一步提升了DYC系统的控制性能。

骨骼服直接力控制方法研究与仿真

骨骼服是一种将机械动力装置的机械能量与人的智能相结合的机器人。骨骼服控制中的难点问题是,能够有效控制骨骼服使其跟随人体运动,并保持人机之间的作用力最小。针对该问题提出了一种直接力控制策略,其特征有两点,一是在人机之间安装力传感器,使得控制器了解人的意图;二是控制器不需要精确的骨骼服数学模型,简单实用。仿真结果说明所设计的控制器能实现骨骼服对人体运动的跟踪,同时有效降低人机之间的作用力,并对环境变化和负荷变化具有一定的鲁棒性。

基于模糊神经网络的导弹直接力/气动力复合控制系统设计

为了提高导弹的机动性、敏捷性和导引精度,新型导弹大多采用直接力/气动力复合控制方案。由于神经网络对于系统非线性变化具有较强的适应能力,因而在解决直接力/气动力复合控制中的时变非线性问题时有较明显的优点。在建立导弹非线性模型的基础上,采用模糊小脑模型神经网络(FCMAC)与动态逆相结合的方法设计导弹控制器,该方法结构简单,收敛速度快,易于硬件实现。数字仿真结果表明该方法对导弹系统参数的非线性变化具有很强的适应性。

直接力/气动力复合作用动能拦截弹姿态控制方法

针对直接力/气动力复合作用动能拦截弹的姿态控制问题,建立了拦截弹俯仰-偏航通道短周期运动模型;利用线性二次型最优跟踪控制理论结合姿控固体小火箭点火逻辑设计了复合控制系统,通过分析非线性容限得出了该系统对直接力偏差具有强鲁棒性的结论;姿控回路仿真表明系统具有快速响应特性及良好的跟踪性能,考虑侧喷干扰效应等实际条件的六自由度弹道仿真表明所设计的控制系统能够满足拦截末段直接碰撞要求。

交替极永磁无轴承电机的直接悬浮力控制

通过借鉴永磁同步电机直接转矩控制(PMSM-DTC)的思想,将直接转矩控制的理论和方法应用到永磁型无轴承电机磁悬浮力的控制上去,提出了一种新颖的基于空间矢量脉宽调制(SVPWM)方法的直接悬浮力控制算法,并在一台交替极无轴承永磁电机上进行了实验验证,结果表明该控制思想的正确性和有效性。

基于纵向直接力控制的飞翼布局无人机紊流减缓

飞翼布局无人机在大气紊流中飞行会受到较大的紊流载荷,而受限于自身构型和舵面配置,无法采用传统控制方案进行紊流载荷减缓。分析了飞翼布局无人机的舵面气动特性,提出一种多组舵面配合产生纵向直接控制力的垂直紊流减缓方案,并采用自抗扰控制技术设计了非线性控制器,在线估计系统误差和紊流扰动,并进行补偿控制。仿真结果表明:飞翼布局无人机采用直接力控制方案,并加入该非线性控制器后,能显著减缓在大气紊流中飞行中的法向过载,同时保证姿态和航迹稳定。

直接侧向力控制导弹的自适应模糊变结构末制导律设计

针对采用直接侧向力控制的敏捷性导弹,提出了一种适用于拦截大机动目标的自适应模糊变结构末制导律。由于采用了直接侧向力控制方式,提高导弹末段机动过载和快速响应能力的同时,也使得系统具有高度耦合非线性和参数不确定性。采用所设计的制导律在制导系统中不确定性函数为未知的情况下,利用自适应模糊系统的万能逼近能力以任意精度进行逼近,由此克服了模型不确定性和外界干扰对制导系统的影响。并通过引入目标最大机动加速度自适应算法,使得这种制导律中的变结构项具有变增益能力,能够适应目标各类机动的情况。仿真结果表明,该制导律对大机动目标具有较强的鲁棒性,并对各类机动目标均有较高的制导精度。

大气层内拦截弹直接侧向力/气动力混合控制系统设计

研究采用直接侧向力/气动力复合控制方案的大气层内拦截导弹的自动驾驶仪设计问题。考虑直接侧向力的离散工作特性,针对系统中同时存在连续控制量,即舵偏角,和离散控制量,即脉冲发动机反作用力的特点,采取混合控制系统设计方法,先完成舵控连续系统设计,然后完成直接侧向力控制采样控制系统设计。对每一步设计工作进行了稳定性分析,并利用数值仿真验证了设计结果的有效性。

动力学解耦的改进直接力控制

提出了一种动力学解耦的改进直接力控制技术,通过对传统直接力控制技术的改进,引入翼面气动力闭环控制回路,使空气动力学模型与刚体动力学模型分离,避免了空气动力学模型的不确定性和非线性耦合对控制系统的影响,并针对建模精度较高的刚体动力学模型进行动力学解耦和控制,在此基础上构建了分层递阶控制系统。根据翼面气动力可控特性分析结果,设计了基于广义逆的控制力分配算法,实现了控制力的有效分配,最后进行了仿真校验。仿真结果表明,基于逆动力学的直接力控制系统可以实现飞行器姿态运动和质心运动的解耦控制,并且具有较强的抗扰动能力和鲁棒性,具有良好的工程应用前景。

远程地空导弹直接力/气动力复合控制技术研究

以某型远程地空导弹为背景,研究了以姿控发动机作为执行机构下导弹的姿态控制问题。通过研究姿控发动机控制机理,利用极点的配置分别设计了直接侧向力控制方案和直接力/气动力复合控制方案。仿真表明两种方案都可以实现导弹的大角度机动,实现姿态的稳定,并且可以抵抗通道间的耦合影响;直接力/气动力复合控制比直接侧向力控制具有更高的精度。

基于有限时间稳定和Backstepping的直接力/气动力复合控制方法

针对采用直接力/气动力复合控制的导弹,研究其控制系统的设计问题。将直接力引入控制系统,在提高系统响应速度的同时,也使控制系统的结构复杂化。如何合理的设计控制方法,使得直接力和气动力能够协调工作、优势互补成为一个亟待解决的问题。针对气动舵控制回路,基于有限时间稳定理论,求解最短时间控制问题,得到一个具有良好特性的受控弹体;针对此受控弹体,基于Backstepping方法,研究直接力控制律,加快系统的响应速度。在整个控制系统设计过程中,通过"隐攻角"反馈对弹体进行增稳,进一步改善系统的响应品质,使控制系统达到"稳、准、快"的控制效果。仿真结果表明,复合控制系统的响应过程快速且平稳,验证了控制方法的有效性。

基于自抗扰的直接力与气动力复合控制系统设计

针对直接力/气动力复合控制导弹的设计问题,提出了一种基于自抗扰控制技术的自动驾驶仪设计方法。首先分析了复合控制系统的特点和控制问题,建立了三通道的复合控制模型。然后针对俯仰通道和偏航通道提出了一种三环设计方法,内环和中环应用自抗扰控制器设计,主要考虑自抗扰控制器对对象参数变化和外部扰动的不敏感特性,外环采用PI控制器设计。最后针对滚转通道提出了一种双环设计方法,内环和外环均采用自抗扰控制器设计。仿真结果表明,所提出的控制方案对过载指令具有较好的跟踪效果,且控制器具有很强的鲁棒性,适用于直接力/气动力复合控制导弹的控制系统设计。