直升机飞行/推进综合控制器的设计

用 H∞ 控制理论设计直升机飞行 /推进综合控制器 ,提出了一种基于性能指标要求的加权阵选择方法 ,整个设计过程简单明了且效果很好 。

直升机飞行/推进综合系统的神经网络控制器设计

提出一种 H∞ 控制理论和人工神经网络相结合的直升机飞行 /推进综合控制系统设计方法。仿真结果表明 ,所设计的控制器使直升机在整个飞行包线内都具有较强的稳定鲁棒性、性能鲁棒性和参数鲁棒性。

飞行/推进综合控制的自抗扰控制器设计

为解决飞行/推进综合控制的多变量耦合控制问题,提出了采用自抗扰控制技术的方法。分别对速度控制回路和高度控制回路进行自抗扰控制器设计,将回路间的耦合作为扰动进行估计并抑制。速度控制回路使用二阶线性扩张状态观测器。高度控制回路采用俯仰角和高度内外回路控制,分别使用三阶线性扩张状态观测器。采用带宽来确定状态观测器的参数。仿真结果表明设计的控制器消除了高度和速度通道之间的耦合,具有一定的抗噪声干扰能力。

某新机综合飞行/推进系统H_∞控制器设计

针对国内某新型战机及其装配的新型涡轮风扇发动机,本文研究了该综合飞行/推进系统一体化控制问题。首先建立了飞行子系统、推进子系统数学模型,在此基础上得到了飞行/推进系统综合模型;利用H∞混合灵敏度控制器设计方法,设计了综合系统控制器,对控制器设计中的一些关键问题作了讨论;最后通过仿真,表明所设计的综合控制系统具有较好的性能。

大迎角综合飞行/推进控制系统设计与仿真

以先进推力矢量战斗机为背景,构建了基于力矩解算和分配的大迎角综合飞行/推进控制系统结构方案.在此基础上采用模糊方法设计推进稳定性控制系统;以逆动力学方法计算期望力矩;以饱和控制分配原则协调气动舵面和推力矢量的控制.仿真结果表明大迎角下推进系统可稳定工作,综合飞/推控制系统能合理协调气动舵面和推力矢量,控制系统能够快速准确的跟踪指令,完成机动动作.

H_∞控制在飞行/推进综合控制系统中的应用

研究了多变量控制技术应用于飞行/推进一体化控制器的设计问题。对于耦合的飞行子系统和推进子系统,建立了飞行/推进综合模型,分析了对模型输出端乘性不确定性和对跟踪误差性能不确定性的飞行/推进综合多变量反馈控制系统转化为混合灵敏度函数整形问题设计的途径,提出了一种按时间加权的误差平方积分(ITAE)准则选择加权灵敏度函数的方法,应用混合加权灵敏度H∞控制器的设计方法对飞行/推进一体化模型进行了设计,并对所求的最优控制器进行了控制系统性能仿真验证。

飞行/推进综合控制系统设计与仿真

飞机飞行控制系统与推进系统间有很强的耦合作用 ,单独设计飞机和发动机控制系统已不能满足需要。该文在单独研究外部干扰对飞机飞行性能和发动机性能的影响的基础上 ,根据他们相互的关系 ,建立了飞行 /推进系统一体化数学模型 ,并在此基础上进行了综合控制设计 ,对所建的模型进行了仿真 ,结果表明飞机飞行状态和发动机的工作确实有很强的耦合 ,同时本文所设计的飞行 /推进综合控制系统具有优良的性能。

以冲压发动机为动力的飞行/推进综合控制

对以冲压发动机为动力的超声速飞行器进行了巡航状态下的纵向飞行/推进综合控制研究。建立了考虑系统干扰和传感器噪声的系统模型。为消除静差,使用积分型LQG方法进行了飞行/推进综合控制。仿真结果表明,所设计的飞行/推进综合控制器抑制了高度和速度通道之间的耦合,具有一定的抗噪声干扰能力。

飞行/推进综合系统分散控制设计与仿真研究

对飞行/推进综合系统分散控制如何保持集中式控制性能的问题,研究了一种分散控制系统设计方法。首先设计集中式控制器使系统达到最优性能,以此作为性能参考,然后引入分散控制结构处理飞机与发动机之间的耦合作用,对其中的接口变量选取问题进行了分析,给出了分散控制系统的设计步骤,最后通过仿真验证了这种设计方法可以使分散控制具有与集中式控制相同的指令跟踪和解耦性能。

综合飞行/推进控制系统的鲁棒设计方法

基于凸多面体线性系统族镇定方法和航迹准稳态运动概念 ,研究了现代攻击机的综合飞行 /推进控制系统的鲁棒设计方法。该方法根据航迹准稳态运动的条件 ,生成航迹准稳态运动的期望控制量和状态量 ,以航迹准稳态运动为基准运动建立综合系统的线性系统族模型 ,采用凸多面体线性系统族鲁棒镇定方法设计了综合控制系统的反馈调节控制器。数学仿真表明 ,所设计的综合控制系统对攻击机推进系统输出推力的变化具有大范围的鲁棒性 。

美国飞行/推进综合控制技术发展及飞行试验综述

随着军机的更新换代,飞行/推进综合控制技术在提高飞机性能方面有着举足轻重的地位。本文简要梳理了美国开展一系列飞行/推进综合控制项目的相关情况,重点介绍了HIDEC和HISTEC的研究结果及试飞验证情况。从美国在飞行/推进综合控制项目的技术谱系的发展,可以窥出美军、美国政府以及工业界(承制商)对现代战机推进系统研究的动向以及技术发展思路,对我国飞行/推进综合控制技术的发展具有积极的参考及借鉴意义。

基于LMI的综合飞行/推进控制系统设计

飞机在飞行时,外界气流总存在不确定的扰动,对飞机的性能甚至稳定性会产生消极的影响。以某型飞机作为研究对象,在建立了综合飞行/推进系统(纵向)小偏离线性化数学模型后,根据H∞鲁棒控制理论所推导出的线性矩阵不等式,设计出干扰情况下的状态反馈控制器。仿真结果表明,所设计出的鲁棒控制器能够到达控制要求,在存在较大干扰时有一定的抑制作用。对于(LMI)线性矩阵不等式的H∞鲁棒控制方法在设计综合飞行/推进鲁棒控制系统时,是可行的,且能较好的解决飞行时存在的扰动问题。

综合飞行/推进系统的μ控制研究

在飞行推进系统设计中研究了综合飞行/推进系统小偏离动态模型建立的方法,并得出了相应状态的综合飞行/推进系统的状态空间模型。对μ控制理论的控制及基本原理进行了分析。接着根据各项要求,选取了加权函数矩阵。构建了相应的广义受控对象,并设计出一个用于摄动对象的μ控制器。将所设计的控制器联接综合飞行/推进系统构成闭环系统,针对各项性能要求,进行仿真。通过仿真验证表明,根据μ控制理论所设计的控制器对综合飞行/推进系统的控制效果良好,达到了提出的性能要求,有一定的工程应用价值。

直升机飞行/推进系统综合模型的建立

利用递阶、分散的控制思想， 将直升机对象划分为三个具有独立功能、便于建模的子系统， 即直升机、旋翼、发动机子系统， 再在各子系统模型基础上根据各子系统间的耦合关系，建立了整个系统的模型。其中四片铰接式旋翼模型起着纽带作用， 只有充分考虑机体／旋翼及发动机／旋翼间耦合关系才能建立直升机飞行／推进综合模型， 仿真结果证明了建模方法的有效性， 为直升机飞行／推进综合控制系统的建立奠定了基础。

南京航空航天大学飞行/推进系统综合控制研究所及课题组简介

研究所简介 飞行／推进系统综合控制研究所以飞行／推进系统综合控制研究为特色，以动力装置控制、测试、建模、仿真和故障诊断研究为中心，是国内从事航空发动机控制研究和高层次人才培养的重要基地。

一类非脆弱μ综合鲁棒飞行控制设计与仿真研究

为了解决在被控对象和控制器同时摄动时飞行控制系统的设计问题,提出了非脆弱μ综合鲁棒控制系统设计方法。通过数学模型的转换,将控制器的摄动转化为被控对象的摄动,解决了一类常规的鲁棒飞行控制性能设计不能保证控制器摄动时系统具有较好性能的问题。以某推力矢量飞机侧向运动为例,对其进行了非脆弱μ综合设计并做了数字仿真。仿真结果表明,本文提出的方法具有良好的鲁棒性和可行性。

低空突防任务下综合飞行/推进系统的建模与仿真

建立了综合飞行 /推进系统的数学模型 ,介绍了飞机全维非线性数学模型和涡轮风扇发动机非线性部件级数学模型的建模及综合方法。对飞机执行地形跟随任务时 ,飞行员调节飞行速度的方法与基于总能量的调节飞行速度的方法进行了比较。结果表明 ,基于总能量的方法比飞行员直接控制飞行速度能够减小发动机的燃油消耗 ,降低发动机的磨损 ,进而可以增加飞机的航程 ,延长发动机的使用寿命。

综合飞行/推进关键自动模态设计与品质评价

先进飞机的综合飞行/推进自动模态设计,是设计具有自动油门功能的自动驾驶系统,实现飞行速度的自动控制,使飞行员松开油门杆,实现真正意义的自动驾驶。以大型客机和运输机为背景,设计了综合飞行/推进关键自动模态,包括巡航模态、自动着陆模态、平飞加减速模态,实现姿态、速度和高度的保持与控制。同时分别给出了相应模态的飞行品质评价指标,利用该指标评价控制律设计结果。评价结果均满足相应模态飞行品质要求。

先进战斗机的飞行控制计算机系统研究

先进战斗机具有超声速巡航、隐身性、敏捷性和短距/垂直起降(STOVL)等技术特征。这要求先进战斗机不但在气动外形和推进系统与传统战斗机不同,而且还必须改善飞行控制系统的结构和功能。首先详细分析了F-22战斗机和联合攻击机(JSF)的飞行控制计算机系统组成和结构,并对它们的典型特征进行了分析。随后,根据中国目前的微电子工业技术和软件技术水平,探讨了研制适合中国的下一代战斗机飞控计算机系统的多项关键技术和发展思路。

高超声速飞行器切换多胞系统自适应跟踪控制

针对保证大包线稳定飞行的高超声速飞行器轨迹跟踪控制器设计问题,提出了一种多回路切换多胞自适应跟踪控制方案。基于运动模态在频率上存在显著的时标分离特性,将高超声速飞行器的状态分成内外回路进行设计,考虑到干扰及外回路对内回路的不确定影响,采用增益调度与自适应控制结合的方法设计了内外回路控制器。该方法解决了将该飞行器切换多胞系统作为整体设计时无法综合出保证全局稳定控制器的问题,并且降低了控制器设计的复杂性。仿真结果表明,闭环跟踪系统在工作包线内具有良好的动态响应品质与稳态跟踪性能,从而验证了控制方案的有效性。