控制律

摘要： 针对时滞非线性T-S模糊马尔科夫跳变系统的滑模控制问题,设计了一个新的积分型滑模面函数,得到带有状态时滞和非线性项的等效控制律,消除了系统中的非线性项,并得到滑动模态渐近稳定的充分条件.利用李雅普诺夫理论设计T-S滑模控制律,使系统的状态轨迹在有限的时间内到达指定的滑动面.通过单连杆机械臂模型仿真实例验证了本文方法的有效性,所设计的滑模控制律可以使系统达到稳定状态.

摘要： 目的为了准确控制模具的温度,提高铸件品质和效率。方法设计基于滑模控制的模具冷却控制系统。首先,以低压铸造模具冷却工艺为基础,分析不同模具温度对铸件品质的影响,明确模具温度控制的重要性。基于浇注温度、冷却水温度以及模具温度,对模具冷却过程进行建模,获取冷却水和模具的热传递函数。然后,采用三向(左、右、底部)冷却方法,建立冷水循环系统框架,并以比例阀为控制对象,设计模具冷却控制系统的架构。最后,选用STM32F103T6控制器作为核心,设计模具冷却控制系统的硬件架构,并引入滑模控制方法,利用温度控制的误差建立滑模面函数,进而构造控制律,以实现对模具冷却温度的控制。结果此模具冷却控制系统对模具温度的控制准确度较高,且控制过程较为平稳。结论此模具冷却控制系统可提升铸件品质和效率。

摘要： 介绍了一种使无人机以一定的表速实现高度改变的控制算法的设计和仿真验证。无人机在高度改变过程中,纵向采用表速控制的算法,通过控制表速偏差使无人机以一定的表速实现高度的改变。基于总能量的概念,创新性地引入能量角,依据速度差值和能量角补偿来实现高度的改变,同时控制发动机推力,并进行速度保护,使无人机以保持恒定速度的方式爬升或下降至目标高度,保证了因推力变化引起的能量改变,最大限度地转化为势能,提高了经济性及稳定性。该算法通过与自动油门算法相结合,可实现对无人机的纵向高度层改变的自动控制,具有控制精度高、控制平稳等优点。

摘要： 主要介绍一种无人机垂直剖面的飞行轨迹控制算法的设计和仿真验证。无人机在高度改变过程中,纵向采用轨迹控制的算法,通过控制垂直高度偏差和航迹倾角偏差使无人机沿着预定的轨迹飞行,且实现垂直高度偏差、航迹倾角偏差为零。算法中创新性地引入航迹倾角、地速与现时垂直速度的转换函数,进行给定法向过载的计算。纵向采用精确轨迹控制,自动油门采用渐变的油门杆控制实现速度保持,常用的轨迹控制算法为利用高度差与垂直速度进行比例控制,具有实际飞行航线与期望航线存在静差、超调较大的缺点。算法通过与自动油门算法相结合,可实现对无人机的纵向轨迹的自动控制,具有控制精度高、控制平稳等优点。

摘要： 介绍了一种飞机在自动着陆过程中跑道对准控制律的设计和仿真验证方法。将自动着陆中跑道对准过程分为拦截段、捕获段、跟踪段并结合跑道对准阶段设计了基于分阶段控制结构的控制律算法。基于着陆跑道航向和航迹角间的偏差、航向信标偏差分别设计了捕获门限值、跟踪门限值并作为控制律算法分段结构切换标志位,在捕获阶段及跟踪阶段的控制律算法中以着陆跑道航向和航迹角偏差、航向信标偏差作为控制信号,引入无线电高度调节增益,同时在跟踪阶段加入积分环节有效地提高了跑道对准的控制精度。在某型飞机仿真环境中开展验证,仿真结果表明所设计的跑道对准控制律在自动着陆过程中能够快速、平滑的完成跑道捕获及跟踪,并具备控制精度高、控制平稳等优点。

摘要： 飞机结冰严重危害飞行安全,电加热是容易控制、低能耗的飞机防除冰技术,由于飞机上电能受限,高效的控制律电加热设计和验证是飞机防除冰设计的关键.为满足大型结冰风洞电加热试验要求,研制了工程实用的基于状态机的控制律电加热防除冰控制系统,完成了控制律电加热防除冰系统的硬件和控制软件开发,实现了多个电加热回路电流按照控制律要求同步接通/断开.利用结冰风洞试验对不同控制律电加热防除冰的有效性进行了验证,电加热防除冰控制律设计达到了技术要求.系统已经应用到结冰风洞试验中,是电加热防除冰试验的重要设备.

摘要： 目前四旋翼无人机大部分都采用经典控制方法进行控制律的设计,然而控制参数的选择和对被控对象数学模型的依赖一直是经典控制方法设计中需要克服的问题;针对此问题,采用了一种基于深度强化学习算法Deep Q Network的无人机控制律设计方法,以四旋翼姿态角和姿态角速率作为三层神经网络的输入数据,最终输出动作值函数,再根据贪婪策略进行动作的选取,通过与环境的不断交互,智能体根据奖惩信息来更新神经网络的权值,使得智能体朝着获得累积回报最大值的方向选取动作;仿真结果表明在经过强化学习训练之后,四旋翼姿态角能够快速准确地跟踪上参考指令的变化,证明了基于强化学习的四旋翼无人机控制律的可行性,从而避免了传统控制方法对控制参数的选择与控制模型的依赖.

摘要： 为抑制控制过程中的固有高频抖振,提高滑模观测器(SMO)对转子位置观测的准确性,提出并设计了基于新型趋近率的SMO.新型趋近率将系统状态变量的幂函数与传统趋近率的开关函数部分的增益建立联系,并设计了增益随系统状态进行自适应变化的滑模控制律.新型SMO抑制了系统的固有抖振,减小了电机稳定运行时转子位置估计的误差.根据Lyapunov稳定性判据解决了参数选取问题,保证了系统的稳定运行.仿真和实验结果证实了新型SMO能降低转子位置和转速的估计误差,抑制定子电流及反电动势所含的高频谐波,对突加转矩时的转速波动抑制效果较为明显,具有很好的鲁棒性.

摘要： 针对无刷直流电机在传统滑模控制中存在的抖振问题,在无刷直流电机调速系统中提出新型协同控制.该控制通过构造恰当的宏变量,不仅能够使宏变量以指数形式进行收敛从而保持良好的跟踪性能,而且还能为受控系统提供连续控制律从而提高其鲁棒性.用Lyapunov定理证明了新型协同控制系统的稳定性.通过Matlab/Simulink对控制系统进行仿真,结果表明,该策略可实现无刷直流电机调速系统的无抖振协同控制,具有动态响应快、控制精度高和鲁棒性强等优点.

摘要： 针对复杂条件下的无人机飞行控制问题,以某型固定翼无人机为例,首先依据其CFD气动数据简要分析样例无人机的动力学特性并进行数学六自由度模型建模;然后,以其动力学特性和数学模型为基础,针对无人机巡航阶段的控制问题,设计了一种巡航阶段分通道控制的控制策略;最后,运用Matlab/Simulink工具模拟无人机按照给定航迹进行巡航飞行,通过飞行高度、无人机姿态角等仿真曲线分析控制策略的效果.仿真结果证明,所设计的控制策略能够满足飞机巡航阶段的需要,且飞行品质较高,有一定的实际工程意义.

摘要： 飞行指引是自动飞行控制系统很重要的功能,飞行中飞行员按照指引杆所指引的俯仰姿态和倾斜姿态操纵飞机飞行.但大型飞机的飞行指引国内的参考文献较少,本文以大型飞机为例,对飞行指引控制律特别是起飞指引控制律和逻辑进行了研究,并且在工程模拟器和半物理平台上分别对飞行指引控制律和逻辑进行了飞行员评估试验.经多轮次试验后,结果满足一级品质要求.

摘要： 针对机载导弹投放分离模拟问题,基于非结构动网格技术,耦合控制律计算模块,建立了一套可模拟控制律作用下导弹实时舵偏角响应的动态分离数值模拟方法.结合美国空军试验室机翼/挂架/带舵外挂物模型,开展了有无控制律时导弹分离轨迹数值模拟,研究了投放初段增加控制律设计的必要性及不同控制律方案的控制效果.

摘要： 进场着陆是民航机出现安全事故最多的阶段.CAT Ⅲ自动着陆在恶劣天气进场着陆时能够提高飞机的安全性和可靠性,同时降低飞行员工作负担,因此CAT Ⅲ自动着陆控制律设计成为先进飞控系统设计的重要任务.本文首先明确自动着陆飞行阶段及设计要求,然后从纵向和横侧向分别介绍控制律设计架构,最后采用某型飞机模型进行simulink仿真,结果表明文中提出的自动着陆控制律满足CAT Ⅲ自动着陆设计要求,保证较高精度的航迹跟踪,控制响应过程平缓,使飞机具有良好的乘坐品质和操作性能.

摘要： 工程模拟器飞行品质评估试验是控制律设计过程中的一个重要环节.详细说明了工程模拟器飞行品质评估试验的评估标准、评估内容和评估动作.并以具体事例分析,阐述了工程模拟器飞行品质评估试验过程.目前,该工程模拟器已在实际开发中发挥了至关重要的作用,飞行品质评估试验为控制律验证提供了依据.

摘要： 本文以某型舰载机飞控系统设计需求为牵引,分析了舰载机工程模拟器各系统设计需求,提出了舰载机工程模拟器设计思路,建立了舰载机动力学模型、运动学模型、甲板运动模型和起落架系统模型,研究了舰载机弹射系统、拦阻系统、着舰引导系统,以及着舰指挥官等系统的建模理论与仿真技术,通过舰载机、飞行员、着舰指挥官和甲板运动模型的联合仿真,为舰载机飞控系统控制律设计与飞行品质评估试验提供技术支撑.

摘要： 飞机前轮转弯控制系统是实现飞机地面操纵的主要手段.文章以某型飞机前轮转弯系统为研究对象,分析了其控制特点,基于MATLAB/Simulink和AMESim建立了系统的AMESim-Simulink联合仿真模型.基于联合仿真模型对前轮转弯系统进行仿真分析,验证了不同控制律参数下的控制效果,为系统后续的半物理仿真和铁鸟试验提供支持.

摘要： 本文对飞机处于正常工作模式下的纵向增稳控制系统构型进行了分析,给出了一种纵向增稳系统架构,并对设计的纵向增稳系统的工作原理进行了描述;然后基于一种典型民用飞机的纵向通道进行了增稳系统控制律设计,使用Matlab/Simulink软件建立了纵向增稳系统仿真模型,最后对纵向增稳系统仿真模型进行了仿真验证,仿真结果表明设计的纵向增稳系统是可行的,可应用于工程实际.

摘要： 本项目的研究目标是以高超声速飞行器为研究对象,延续开展结构、气动、热以及伺服控制等多学科之间的耦合机理研究,建立考虑不确定性的鲁棒颤振分析方法、气动弹性响应时域分析方法和整机气动伺服弹性建模技术,探索高超声速飞行器部件及整机的颤振抑制方法,开发颤振地面半实物仿真试验技术.根据项目研究计划，2014年度的研究内容包括整机颤振主动抑制方案及控制律设计方法研究;设计加工舵系统模型，完成舵系统的颤振风洞试验和完成舵系统地面振动试验和颤振地面仿真试验。

摘要： 电传飞控系统是从上世纪80年代在A320客机上使用以后逐步在民用飞机中推广使用的飞行控制系统,它取代了传统的以拉杆、钢索为主的机械飞控系统,是一种重量更轻、安全性更高、维护成本更低的飞控系统.本文主要阐述了电传飞控系统的优点、公务机电传飞控的发展及公务机Falcon-7X电传飞控系统的设计,并对该公务机电传飞控系统的的系统构架和基本控制律进行分析.Falcon-7X的主飞行控制系统以主飞控计算机(MFCC)和辅飞控计算机(SFCC)为控制核心，以飞行数据采集器( FDC)、作动器控制及监控单元(ACMU)、维护及航空电子设备接口计算机(MAIC)、各式作动器及各式传感器为控制节点，采用通讯总线连接，共同构成分布式网络，具备很强的容错能力。Falcom-7X公务机主飞行控制系统控制律主要功能有三轴增稳、自动配平、人工配平、包线保护和优化气动布局等功能。

摘要： 带电传操纵系统飞行器容易出现飞控系统与结构动力学及非定常气动力之间的不利耦合,产生气动伺服弹性稳定性问题(ASE).因此,ASE分析及优化设计是现代飞行器设计必须开展的一项关键技术工作.本文提出了一种飞行器气动伺服弹性优化设计方法,开发了优化设计程序.以某飞行器ASE优化设计为验证算例,优化结果显示,本项目所开发ASE优化程序具有以下优点：调参方便，可方便的调整控制律各增益大小，优化设计能力强；具有多工况批处理能力和分析结果后处理能力，提高了计算和结果分析效率，并便于将优化参数反馈控制律设计专业，进行同步优化和校核；可通过后期改进，与控制律设计专业进行同环境优化设计；操作简便，执行效率高，大大提高了工作效率。

摘要： 本发明公开了一种基于新型趋近律滑模控制器的智能收获机转向控制方法，包括如下步骤：1、通过标定试验，确定收获机转向系统的延迟系数和系统常量增益分量；2、建立收获机转向系统模型；3、利用双天线卫星接收机获取收获机的位姿信息，通过纯追踪路径跟踪算法解算期望航向角；4、通过角度传感器采集收获机当前转向角度，计算当前转向误差，求解趋近律函数值；5、依据趋近律函数值解算收获机转向系统控制量，输入至驱动模块驱动转向系统进行转动，实现收获机的转向控制。该方法能够提高转向系统对外界和控制信号等干扰的鲁棒性，加快系统收敛速度，消除滑摸控制器抖振现象，改善了转向控制系统和路径跟踪控制系统的性能。

摘要： 一种基于幂次吸引律的离散重复器及其控制方法，给定环节产生周期对称的参考信号；构造周期反馈环节；基于幂次吸引律构造出理想误差动态；依据理想误差动态，构造e/v信号转换模块，其输出信号用于离散重复控制器的修正量；继而计算出重复控制器的输出信号作为伺服对象的输入，使伺服系统跟随参考信号变化。具体的控制器参数整定工作可依据表征系统收敛过程的指标进行，且提供了表征跟踪误差收敛过程的幂次单调减区域、幂次绝对吸引层和稳态误差带边界。本发明提供一种时域设计的、兼有良好的控制精度、完全抑制周期干扰信号以及有效消除慢时变非周期干扰信号的基于幂次吸引律的离散重复控制器及其控制方法。

摘要： 本发明涉及了一种基于多步反馈控制的非线性随机模型预测控制简化方法，包括建立离散非线性随机模型，提出针对该模型的随机无穷时域优化控制问题；保证名义离散线性随机模型替代离散非线性随机模型的有效性并扩大控制器的可行域；保证原概率约束并增加后续随机预测控制器的设计自由度；得到进行优化控制的前提条件；预测控制简化算法的具体步骤。本发明通过对无限时域统计性能指标的优化，结合鲁棒不变量集的性质来收紧概率约束，构造一簇具有更大自由度的多步概率不变量集，以确保概率约束得到满足。同时为了改善多步控制策略引起的在线负担过重的问题，提出了简化的控制算法。有效解决了随机干扰下随机系统的跟踪性、稳定性和鲁棒性问题。

摘要： 本发明涉及了一种基于多步反馈控制的非线性随机模型预测控制简化方法，包括建立离散非线性随机模型，提出针对该模型的随机无穷时域优化控制问题；保证名义离散线性随机模型替代离散非线性随机模型的有效性并扩大控制器的可行域；保证原概率约束并增加后续随机预测控制器的设计自由度；得到进行优化控制的前提条件；预测控制简化算法的具体步骤。本发明通过对无限时域统计性能指标的优化，结合鲁棒不变量集的性质来收紧概率约束，构造一簇具有更大自由度的多步概率不变量集，以确保概率约束得到满足。同时为了改善多步控制策略引起的在线负担过重的问题，提出了简化的控制算法。有效解决了随机干扰下随机系统的跟踪性、稳定性和鲁棒性问题。

摘要： 一种基于PD控制律的姿态控制IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本发明的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θ

摘要： 本发明适用于结冰风洞试验技术领域，提供了一种控制律电加热防/除冰系统，包括上位机、防/除冰控制器、加热电源、电加热回路；所述上位机或防/除冰控制器实现电加热防/除冰控制律程序的设定；所述电加热回路包括依次连接的熔断器、断路器、电流互感器、固态继电器、加热单元，所述加热电源与所述熔断器连接，用于为所述电加热回路提供电源；所述防/除冰控制器与所述电流互感器的输出端连接，与所述固态继电器的输入端连接，所述防/除冰控制器与所述加热电源、所述上位机双向通讯连接；所述固态继电器按照控制律快速接通/断开，控制所述电加热回路的通电时间/断电时间。通过一套系统满足不同飞机模型的控制律电加热防/除冰试验需求。

摘要： 一种基于PD控制律的姿态控制IP核及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本发明的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θ

摘要： 本申请属于飞机环控系统温度控制设计技术领域，具体涉及一种飞机环控系统温度模糊控制律设计方法及其控制方法，包括：以飞机环控系统数学模型为基础，建立Matlab/Simulink平台下的模糊控制器模型；建立模糊规则，以飞机环控系统温度的误差、误差变化率为模糊控制器的输入变量，以飞机环控系统管路调节活门的开度控制量为模糊控制器输出量；模糊化参数，确定模糊控制维度，设定模糊控制器输入量、输出量的论域范围，确定模糊控制器模糊变量的隶属度函数，在线整定，将精确量转化为模糊量；解模糊化参数，在线整定，将模糊量转化为精确量；将模糊控制器模型转化为模糊控制算法架构。此外，提供一种飞机环控系统温度控制方法，按照依据上述的飞机环控系统温度模糊控制律设计方法设计得到模糊控制实施。

摘要： 本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种采用非线性控制律控制斜板起调角度的方法；通过计算机设定预设控制律，通过调节组件基于所述预设控制律调节斜板倾斜角度，该方法通过计算机采用非线性处理预设控制律，调节组件依据所述预设控制律控制起调斜板的角度，能够提高进气道内斜板的控制精度和响应速度，解决发动机静增压比值偏大，引起斜板起调角度过小的现象的问题。

摘要： 本申请提供一种飞行控制系统的控制律参数设计方法，包括：构建飞机气动模型，解算所述飞机气动模型得到与飞机气动力和推力有关的多组飞行动力学参数，根据飞行动力学参数使用特征结构配置或动态逆的方法解算出每个飞行状态下的控制参数组，确定组控制参数组中的最大值和最小值；基于每个飞行状态下的控制参数组中的最大值控制参数、最小值控制参数和标准状态控制参数形成控制参数带，根据所述控制参数带绘制出简化控制参数曲线，从而完成飞行控制系统控制参数的确定。本发明通过将动态逆和特征结构配置理论应用到飞行控制系统的控制律参数设计中，从而能够较快速的得到控制参数，又能在一定程度上降低传感器测量限制和计算机运算能力限制。