检索结果-内蒙古大学图书馆

北京航空航天大学学报 2012年第9期38卷 1194-1199页

作者：李菁菁任章沈振北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

根据高超声速滑翔飞行器的任务和特点,并考虑一阶执行器动态,建立了面向控制系统设计的飞行器姿态模型.针对模型的结构,结合分散控制和滑模变结构控制的思想设计了再入飞行段的分散鲁棒姿态控制器:采用Tornambe控制方法进行了分散鲁棒... 详细信息

根据高超声速滑翔飞行器的任务和特点,并考虑一阶执行器动态,建立了面向控制系统设计的飞行器姿态模型.针对模型的结构,结合分散控制和滑模变结构控制的思想设计了再入飞行段的分散鲁棒姿态控制器:采用Tornambe控制方法进行了分散鲁棒滑模面的设计,使得系统能够克服耦合及非匹配不确定性的影响实现性能优良的滑模运动;采用改进的时间次优控制方法实现了二阶滑模变结构控制律的设计,通过在线估计等效控制削弱了抖振.为验证控制器的设计,在Simulink中以某概念高超声速滑翔飞行器为对象,进行了分散鲁棒姿态控制系统和制导系统的联合仿真,仿真结果表明在存在大不确定性的情况下,可以实现对制导指令的鲁棒稳定跟踪.

关键词：高超声速滑翔飞行器分散控制 Tornambe控制二阶滑模变结构控制

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基于SMO-SVR的飞机舵面损伤故障趋势预测

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北京航空航天大学学报 2012年第10期38卷 1300-1305页

作者：董磊任章李清东北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

飞机舵面出现损伤时,为了更准确的预测状态参量变化情况,提出了一种改进的序贯最小优化支持向量回归(SMO-SVR,Sequential Minimal Optimization Support VectorRegression)预测方法.采用改进C-C平均方法对多元时间序列进行相空间重构,... 详细信息

飞机舵面出现损伤时,为了更准确的预测状态参量变化情况,提出了一种改进的序贯最小优化支持向量回归(SMO-SVR,Sequential Minimal Optimization Support VectorRegression)预测方法.采用改进C-C平均方法对多元时间序列进行相空间重构,以确定最优嵌入维数m和延迟时间τd.根据所求m和τd建立加权SVR预测模型,并调整了SMO算法的停机准则.利用区间自适应粒子群算法(IAPSO,Interval Adaptive Particle Swarm Optimization)优化SVR参数,以提高参数优化速度.为了验证改进算法的有效性,针对飞机方向舵损伤故障趋势进行了预测和分析,并与径向基函数神经网络(RBFNN,Radial Basis Function Neural Net-work)方法进行了对比,仿真结果表明SMO-SVR预测模型具有很好的预测能力.

关键词：故障趋势预测支持向量回归序贯最小优化舵面损伤相空间重构

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脉冲型逻辑切换飞行系统的制导控制律设计

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北京航空航天大学学报 2011年第11期37卷 1347-1352页

作者：陈建田源任章北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

探讨了气动舵面和侧向喷流复合控制模式下拦截弹飞行系统的制导与控制.由于高空气动力不足,同传统的只装配气动舵面的拦截弹相比,为改进对于机动目标的拦截精度,将侧向喷流装置引入以增加导弹的机动能力.使用脉冲型混杂切换系统对侧向... 详细信息

探讨了气动舵面和侧向喷流复合控制模式下拦截弹飞行系统的制导与控制.由于高空气动力不足,同传统的只装配气动舵面的拦截弹相比,为改进对于机动目标的拦截精度,将侧向喷流装置引入以增加导弹的机动能力.使用脉冲型混杂切换系统对侧向喷流导弹动力学进行描述;滑模制导律和决定侧向喷流装置开启策略的逻辑切换律被提出用于产生期望制导指令.仿真和比较证实:滑模制导律和逻辑切换律对目标机动敏感,末端脱靶量很小(<0.1 m),拦截弹动能碰撞杀伤目标.

关键词：切换系统滑模制导律切换律保性能控制

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电液飞行转台的分数阶积分滑模非线性控制

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北京航空航天大学学报 2014年第10期40卷 1411-1416页

作者：韩松杉焦宗夏汪成文尚耀星石岩北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

电液飞行转台是飞控系统半实物仿真测试的关键设备,它是在实验室条件下复现飞行器运动姿态的高精尖试验设备,具有重大经济价值和国防战略意义.为提高该设备的动态跟踪精度,提出一种基于分数阶积分滑模的非线性鲁棒控制策略.在积分滑模... 详细信息

电液飞行转台是飞控系统半实物仿真测试的关键设备,它是在实验室条件下复现飞行器运动姿态的高精尖试验设备,具有重大经济价值和国防战略意义.为提高该设备的动态跟踪精度,提出一种基于分数阶积分滑模的非线性鲁棒控制策略.在积分滑模控制器中引入分数阶算子,能更有效地提升系统瞬态响应,并能提供更多的控制自由度.同时基于Lyapunov分析方法证明了该控制器在存在参数不确定、强外干扰力矩和未知非线性摩擦特性等情况下仍能保证系统的全局渐近稳定性.以某型电液飞行转台外框阀控马达为例,针对多种运动工况进行仿真分析,结果表明该方法能有效提高系统的瞬态性能和鲁棒能力.

关键词：液压伺服机构飞行转台分数阶滑模控制非线性控制系统

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高超声速飞行器大包线切换LPV控制方法

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航空学报 2012年第9期33卷 1706-1716页

作者：张增辉杨凌宇申功璋北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

高超声速飞行器飞行包线和参数变化范围大,气动参数存在较强不确定性,要求控制器能够适应大的飞行包线并具有较好的鲁棒性。针对上述问题,提出一种基于间隙度量的大包线滞后切换线性变参数(LPV)控制方法。依照时变参数将设计包线划分为... 详细信息

高超声速飞行器飞行包线和参数变化范围大,气动参数存在较强不确定性,要求控制器能够适应大的飞行包线并具有较好的鲁棒性。针对上述问题,提出一种基于间隙度量的大包线滞后切换线性变参数(LPV)控制方法。依照时变参数将设计包线划分为若干子区域,将多胞理论和间隙度量引入控制器求解,提出了基于最优间隙度量的LPV控制方法,并利用此方法独立设计各子区域的LPV控制器,以改善控制器控制性能和鲁棒性能;利用基于重叠区域的滞后切换策略实现大包线内各子区域控制器的切换,以抑制切换面附近控制器的切换抖动,并证明了切换闭环系统的稳定性;最后以某型高超声速飞行器为对象设计了大包线滞后切换LPV控制器。仿真结果表明该方法可实现控制指令的精确跟踪,提高设计包线内LPV控制器的控制性能和鲁棒性能,并能保证切换系统的稳定性。

关键词：线性变参数控制切换系统高超声速飞行器大包线间隙度量滞后切换

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非对称受损飞机多变量模型参考自适应控制

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北京航空航天大学学报 2013年第11期39卷 1509-1514页

作者：杨凌宇冷宁张晶申功璋北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

针对非对称受损的常规布局飞机,对其自适应控制设计方法与适用条件进行了研究.建立了非对称结构受损飞机的非线性模型,详细讨论了模型的线性化过程以及受损造成的纵、横向间动态耦合项;结合常规布局非对称结构受损飞机的物理特性,对多... 详细信息

针对非对称受损的常规布局飞机,对其自适应控制设计方法与适用条件进行了研究.建立了非对称结构受损飞机的非线性模型,详细讨论了模型的线性化过程以及受损造成的纵、横向间动态耦合项;结合常规布局非对称结构受损飞机的物理特性,对多变量模型参考自适应控制器设计的关键条件:关联矩阵和高频增益矩阵顺序主子式符号的不变性做出了证明,确立了该方法在非对称结构受损飞机上应用的理论可行性;通过仿真验证了MRAC(Model Reference Adaptive Control)方法对非对称结构受损飞机控制的有效性.

关键词：非对称受损飞机多变量模型参考自适应控制高频增益矩阵关联矩阵

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保证误差收敛速率机动滑翔飞行器抗饱和控制

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北京航空航天大学学报 2013年第11期39卷 1542-1547页

作者：戴世聪任章李菁菁曲鑫北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

在执行机构饱和约束下,针对机动滑翔飞行器高空横侧向大机动姿态控制问题,研究了在保证系统稳定的同时提高响应快速性方法.在标准Antiwindup方法中,误差收敛速率往往被忽略,系统快速性常常达不到设计要求.为了提高加入补偿后系统的误差... 详细信息

在执行机构饱和约束下,针对机动滑翔飞行器高空横侧向大机动姿态控制问题,研究了在保证系统稳定的同时提高响应快速性方法.在标准Antiwindup方法中,误差收敛速率往往被忽略,系统快速性常常达不到设计要求.为了提高加入补偿后系统的误差收敛速率,对现存的一种基于线性矩阵不等式的Antiwindup设计方法进行改进,并运用比较原理证明了改进后受控闭环系统稳定且李雅普诺夫函数收敛速率有确定的下界,从而保证了误差收敛速率下界.与以往方法相比,该方法保证了对系统快速性的最低要求,为解决饱和系统稳定性与快速性的矛盾提供了一条有效途径.较大侧滑角下的倾侧角机动仿真结果表明,所设计的抗饱和控制器可以在恶劣的飞行环境下稳定完成倾侧角大机动的任务,相比于标准Antiwindup设计方法,该方法快速性有所提高.

关键词：飞行控制抗饱和控制收敛率线性矩阵不等式

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基于模型和案例推理的混合故障诊断方法

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系统工程与电子技术 2012年第11期34卷 2339-2343页

作者：董磊任章李清东北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

基于模型的诊断方法描述的是系统内部结构和行为的深知识,能够轻松获取诊断知识,但计算量较大;而基于案例推理的诊断方法依靠的是历史经验,诊断效率比较高,但知识获取是其瓶颈。针对两种方法的优缺点,提出了利用基于模型的方法来实现案... 详细信息

基于模型的诊断方法描述的是系统内部结构和行为的深知识,能够轻松获取诊断知识,但计算量较大;而基于案例推理的诊断方法依靠的是历史经验,诊断效率比较高,但知识获取是其瓶颈。针对两种方法的优缺点,提出了利用基于模型的方法来实现案例知识的获取,然后通过基于案例推理的方式完成故障诊断过程的混合故障诊断方法。该方法不仅汲取了基于模型方法准确度高的优点,避免了知识获取难的问题,同时继承了基于案例推理方法的快速性,提高了诊断效率。

关键词：故障诊断基于模型基于案例推理知识获取

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无依托状态加速度计的新型标定方法

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北京航空航天大学学报 2011年第1期37卷 123-126页

作者：毛友泽张海北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

为解决加速度计性能参数时变性的问题,提出了无依托状态下加速度计标定方法.在无需借助转台等传统标定设备、无需拆卸惯性元件的条件下,充分利用惯导系统(INS,Inertial Navigation System)自身资源,以静基座初始对准获得的准确姿态信息... 详细信息

为解决加速度计性能参数时变性的问题,提出了无依托状态下加速度计标定方法.在无需借助转台等传统标定设备、无需拆卸惯性元件的条件下,充分利用惯导系统(INS,Inertial Navigation System)自身资源,以静基座初始对准获得的准确姿态信息为前提,利用当地重力g作为标定基准,考虑到误差模型非线性的特点,引入非线性寻优策略辨识零位偏差,将误差模型蜕变为线性后,运用线性最小二乘方法辨识安装误差矩阵和刻度因数误差,从而实现加速度计关键参数标定.数值仿真结果显示:经过标定后加速度计测量误差可减小20倍,说明在无依托状态下具有工程实用价值.

关键词：加速度计标定非线性最小二乘初始对准

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基于在线气动参数修正的预测制导方法

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北京航空航天大学学报 2013年第7期39卷 853-857页

作者：梁子璇任章北京航空航天大学飞行器控制一体化技术重点实验室北京100191

针对高超声速滑翔飞行器,提出了一种基于在线气动参数修正的预测制导方法.研究了再入过程中受到的各种飞行约束,给出了多约束下控制量设计的基本方案.分析了传统预测制导法在落点预测过程中存在的气动参数偏差影响,引入综合升力系数与... 详细信息

针对高超声速滑翔飞行器,提出了一种基于在线气动参数修正的预测制导方法.研究了再入过程中受到的各种飞行约束,给出了多约束下控制量设计的基本方案.分析了传统预测制导法在落点预测过程中存在的气动参数偏差影响,引入综合升力系数与综合阻力系数,并对其进行在线参数估计以及参数修正,以提高制导方法的适应性.基于气动参数修正方法,完成了纵向与横侧向制导律设计.设定较大的轴向力、法向力系数组合偏差对该方法进行了验证,并考虑再入初始条件和再入气动参数的不确定性,进行了蒙特卡洛仿真.结果表明:预测制导法中引入气动参数的在线估计与修正环节,可保证其制导精度,尤其对再入过程的气动扰动具有较强的适应能力.

关键词：高超声速飞行器再入制导预测制导参数估计在线修正

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