无人机鲁棒伺服LQR飞行控制律设计

为抑制无人机飞行模态切换时舵面跳变使机体产生的大过载,降低无人机对舵系统及结构可用过载的要求,将鲁棒伺服LQR方法与经典控制方法相结合设计了飞行控制律;以俯仰角控制模态为例,对鲁棒伺服LQR控制方法的特性进行了分析,俯仰角速率回路采用鲁棒伺服LQR最优控制方法设计了控制律,俯仰角回路采用经典控制方法设计了控制律,并通过非线性数字仿真对控制律的控制效果进行了验证;仿真结果表明:鲁棒伺服LQR控制比常规PID控制超调量减小50%,且大大减小了响应初期的升降舵偏角突变,降低了对机体可用过载的要求;该控制律形式简单,易于工程实现。     

不确定因素下永磁同步电动机系统的混沌鲁棒控制

<正>针对永磁同步电动机混沌系统,考虑受不确定因素的影响,对其数学模型采用基于微分几何理论的精确反馈线性化法,建立鲁棒控制模型,设计鲁棒控制器,实现永磁同步电动机混沌系统的鲁棒镇定和输出跟踪控制.数值仿真的结果证明了所提出方法的有效性及控制器的鲁棒性.     

基于鲁棒右互质分解的直流伺服系统精确跟踪控制

对含有不确定性的直流伺服控制系统, 通过应用鲁棒右互质分解方法,设计了一种基于鲁棒右互质分解的精确跟踪控制系统;通常情况下,直流伺服系统中存在诸如非线性特性及参数辨识引起的模型误差和外界扰动,在设计的控制系统中,未知模型误差和外界扰动对系统性能的影响都被看作直流伺服系统的不确定性;在考虑到这些不确定性情况下,设计了一种基于鲁棒右互质分解理论的精确跟踪控制;首先在考虑未知的不确定模型影响系统性能指标的情况下,设计了一种基于演算子理论的反馈控制结构,此结构可以消除不确定模型的影响,在此基础上,设计了基于鲁棒右互质分解的鲁棒精确跟踪控制系统,得出精确跟踪条件;仿真结果表明使用提出的方法可以有效地消除不确定性,使得伺服系统具有很强的鲁棒性和精确跟踪能力。     

基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制

随着我国现代化进程的不断加快,航天航空技术标准越来越高,对于航空发动机运转工况的鲁棒性和适应性提出了更高的要求。传统的航空发动机变增益设计步骤繁琐,不能将发动机置于整个航空器的运转去考虑设计,使发动机变增益缺乏相应的稳定性和适应性,易出现系统问题。为此,提出一般基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统,依据航空发动机结构参数,考虑到航空器在空中负载特性,计算出新的约束极点 模糊变增益,在航空器发动机工作范围连续增益,避免了传统增益切换情况,在转速控制上确定误差等因素,将非线性控制设计分解为多个线性子问题,使航空器控制系统能够沿着LPV参数轨迹保持良好的运转,保持稳定性能。仿真实验证明,提出的基于LPV的航空发动机鲁棒变增益控制系统控制效果优于传统方法,在航空器发动机转速改变时,控制精度能够满足要求 ,改变航空器负载时,有效对目标进行变增益控制。提出的控制方法对航空发动机鲁棒变增益控制问题提供了新的解决办法,具有较大应用价值。     

一种改善鲁棒性的噪声有源控制自适应神经网络方法

控制对象参数的时变是噪声有源控制付诸实际应用所面临的主要问题之,传统的控制方法通常不考虑对象参数时变。本文首先引入一个能方便进行在线自适应的扩展控制对象自适应神经网络模型,在此基础上提出一种噪声有源控制的自适应神经网络方法。通过在控制过程中分别对控制网络和模型网络进行自适应,解决了控制对象参数的时变问题,显著改善了整个系统的鲁棒性。实验结果表明,对于控制对象参数的突变扰动,该方法具有良好的鲁棒稳定性。     

软体微手鲁棒非线性控制设计

软体驱动器是构建智能软体机器人的基石。然而,由于软体驱动器具有非线性、耦合和不确定性等复杂的特性,如何对其进行有效建模与控制是目前极需解决的难题。以一种由三支单腔双向弯曲软驱动器构成的软体微手为研究对象,对其进行了鲁棒非线性控制设计研究。首先,进行了鲁棒非线性控制系统的总体结构设计分析。其次,对如何设计算子控制器、跟踪控制器、算子观测器实现其对软体微手的弯曲角度和力进行控制进行了分析和讨论。接着,分析和研究了鲁棒稳定和跟踪条件。最后,通过基于实验数据的仿真验证了所提方案的可行性和有效性。     

微小型球形飞行器飞行控制系统设计

根据微小型球形飞行器的结构特点和工作原理,设计了一套基于ARM Cortex-M3 STM32F103RBT6微控制器的飞行控制系统,进行了主要模块的功能设计与性能分析,给出了研究结论与选型依据,还设计并完成了姿态传感器两轴转台实验和飞行器室内飞行试验。测试结果表明,该控制系统的姿态传感器姿态测量精度高,能够为飞行控制提供姿态参考信息;飞行器能够圆满实现空中悬停、低空机动等飞行动作,且空中飞行姿态稳定、实时、可靠。该飞行控制系统功能可靠、性能稳定,能够较好地满足微小型球形飞行器的飞行控制要求,具有一定的实用性与扩展性。     

无尾升力式飞行器Weissman判据图仿真

针对无尾升力式飞行器横航向气动耦合严重的问题,开展了Weissman判据在此类飞行器稳定性设计中的应用研究.采用调整布局的方法获得飞行器布局集,采用基于Newton理论的工程方法获得对应的气动数据集.运用飞行动力学仿真手段分析了飞行器在无控和副翼控制时的横航向飞行稳定性.结合仿真结果和Weissman判据分区规则获得飞行器Weissman判据图.研究表明,无尾升力式飞行器的关键设计点气动稳定性位于Weissman判据图的B区.文章的方法可用于再入机动飞行器的耦合稳定性设计.      

尾坐式飞行器过渡模式纵向姿态控制

针对尾坐式飞行器由垂直飞行模式向水平飞行模式转换过程中产生的模型参数变动干扰问题,设计了模糊滑模控制器进行姿态控制,利用模糊规则自适应调整趋近律以消除系统的抖振;通过仿真和飞行实验,验证了所设计的控制器具有良好的跟踪性能和鲁棒性,可以克服飞行器在过渡模式下系统参数的变动干扰,而且削弱了滑模控制器造成的输出抖振,减轻了副翼执行机构的负担。     

基于QFT的光电稳定控制系统设计与分析

为了克服模型摄动和各种扰动对机载光电稳瞄系统的影响,提出一种基于定量反馈控制理论（QFT）的光电稳定控制系统设计方法。该方法以方位回路作为讨论对象,基准模型参数值均为方位回路参数值,通过综合考虑被控对象的模型不确定范围（不确定范围取为基准值的±15%）和系统的性能指标,可实现一定范围模型摄动系统的强鲁棒性。在加入模拟幅值为0.06的力矩扰动作用下,设计系统的输出位置误差小于2×10-7rad,加入速度扰动,以国外某典型直升机角振动测试频谱作为速度扰动信号,设计系统位置误差限制在8×10-7rad内。仿真结果表明：设计的控制系统总体性能优于经典PID设计的系统。