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基于鲁棒特征结构配置的无人机直接侧力控制 总被引:1,自引:0,他引:1
应用特征结构配置,提出了一种新的无人机直接侧力模态控制系统设计方法——基于输出反馈的鲁棒特征结构配置最优化方法。实现了飞行器侧向运动模态之间的解耦,设计了无人机直接侧力控制律。为了证明该方法的有效性,最后根据研究结果给出了一个直接侧力控制的设计实例,仿真表明其结果是令人满意的。 相似文献
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将动态逆控制技术应用于飞翼式布局无人机的姿态控制回路,以适应飞翼布局无人机控制系统要求。介绍了动态逆控制器解耦控制原理,以及神经网络补偿结构的作用和设计方法,并基于无人机非线性姿态运动学和动力学模型设计了基于神经网络补偿的动态逆控制器。在强耦合、强非线性的飞翼布局无人机模型上,通过数学仿真验证了系统具有良好的动态性能和稳态特性,控制器具有很强的鲁棒性。 相似文献
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在电传飞机纵向自动驾驶仪控制律的初步设计过程中,以电传飞机的纵向低阶等效系统为控制对象,采用零极点偶配置方法合理地配置零极点偶,使纵向自动驾驶仪控制律的设计得到了最大程度的简化,用所获得的控制律进行了数字仿真,仿真结果表明,纵向自动驾驶仪各个功能模式获得了良好的动态响应特性,满足了各项指标的要求,从而证明了这种设计方法是简便可行的。 相似文献
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针对能够在飞行过程中进行结构变形的变体无人机,考虑由变形引起的气动力与力矩,惯性力与力矩的非线性变化,建立其在质点系假设条件下的多体动力学模型。根据切换系统理论,将变体无人机视为一类线性切换系统,选择设计点,采用极点配置方法针对各设计点处的线性子系统设计控制器,再制定以变形量为决策变量的控制切换方案,构成切换控制系统。通过建立公共Lyapunov函数,推导了能够保证闭环切换系统在结构变形过程中一致有界的充分条件。以变体无人机Fire-Bee为例,验证了方案的有效性,仿真结果表明闭环系统无论在固定结构下还是变形过程中都具有良好的动态特性。 相似文献
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基于模糊LADRC的倾转四旋翼无人机纵向姿态控制 总被引:1,自引:0,他引:1
《飞行力学》2020,(3)
针对倾转四旋翼无人机存在控制冗余和模型具有时变性及不确定性的问题,进行了纵向姿态控制系统建模和仿真研究。运用牛顿运动定律和刚体转动定律建立无人机六自由度运动模型,并采用试验测量及数值仿真的方法获取模型参数。采用设计控制分配系数的方法解决控制冗余的问题。设计了基于线性自抗扰控制(LADRC)方法的姿态控制器并采用模糊控制对其参数进行在线整定,提高了控制系统的响应速度和鲁棒性。搭建了Simulink仿真模型,通过无人机纵向飞行控制仿真试验,验证了所设计的控制分配系数的合理性以及姿态控制器的有效性。 相似文献
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《Aerospace Science and Technology》1999,3(3):127-140
The Total Energy Control System (TECS) is a complete airplane longitudinal dynamics flight control concept for autopilot operational control modes and Fly-By-Wire command augmentation for civil airplanes. Unlike conventional strategies, it facilitates fully integrated control of the airplane elevator and engines. This system, which is based on simple proportional and integral control of the energy states of the airplane, is much easier to design and understand than most conventional airplane controllers.This paper describes why the high visibility of the two input, two output command augmentation structure of TECS is an improvement over current flight control system architectures. Deriving a control law for TECS is currently a heuristic process. However, there is potential for tuning to be done more systematically, and this is examined by using eigenstructure analysis and assignment. To illustrate the concepts, a linear model of the longitudinal dynamics of the Aerospace Technologies Demonstrator (ATD) airplane is used. A heuristically designed TECS controller for this model is first described. The controlled airplane is then analysed using eigenstructure analysis and the results are utilised to produce an improved TECS controller for the ATD model using eigenstructure assignment. 相似文献
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采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式。文中首先对飞机直接升力控制的3种基本运动模式进行了讨论。归纳出直接升力控制律的设计就是输出解耦控制系统的设计问题。在简述了用特征结构配置和模型跟踪技术求算反馈和前馈增益阵的主要步骤之后,以CitationⅡ型飞机为算例,设计了其直接升力控制律。计算结果是令人满意的,说明特征结构配置是一种设计飞行控制系统的有效方法。 相似文献
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本文研究了状态反馈系统的特征结构配置(Eigenstructure Assignment)问题。文中提出了配置具有多重特征值及复共轭特征值的特征结构的算法。并以某飞行控制系统的设计为例说明了算法的应用;最后还给出了设计方案的数字~模拟计算机仿真实验结果。 相似文献
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简要叙述了特性结构配置及奇异摄动法,介绍了用系统回差矩阵奇异值计算各回路幅值裕量、相位裕量的稳定变化范围,最后以某飞机纵向小扰动运动为例,设计直接力控制律,分析了两种设计方法所设计的控制系统鲁棒性,展示了上述方法的应用。 相似文献
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直接力控制的特征结构配置法 总被引:3,自引:0,他引:3
以现代控制理论和飞行力学原理为基础,针对直接力控制器设计中存在的模态耦合问题,提出一种应用状态反特征结构配置进行解耦的方法,并出相应的公式。分析表明,用此方法对系统的极点和特征向量可以进行希望的配置。并能达到设计要求,同时仿真结果说明,用状态反馈特征结构配置法设计的控制系统比用线性二次型调节器(LQR)方法设计的控制系统解耦性能好,响应速度快,并且解决了输出反馈特征结构配置不能确保闭环系统稳定的问题。 相似文献
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分叉分析方法在大迎角控制律设计中的应用 总被引:3,自引:0,他引:3
在充分了解本体静不稳定飞机大迎角非线性数学模型的分叉特性的基础上, 以分叉分析方法作为指导, 采用特征结构配置方法设计纵向控制律和调参的横航向控制律。结果显示, 不期望的分叉行为得到抑制,飞机稳定和解耦的飞行范围得以延伸。 相似文献
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《中国航空学报》2020,33(10):2510-2526
Due to elimination of horizontal and vertical tails, flying wing aircraft has poor longitudinal and directional dynamic characteristics. In addition, flying wing aircraft uses drag rudders for yaw control, which tends to generate strong three-axis control coupling. To overcome these problems, a flight control law design method that couples the longitudinal axis with the lateral-directional axes is proposed. First, the three-axis coupled control augmentation structure is specified. In the structure, a “soft/hard” cross-connection method is developed for three-axis dynamic decoupling and longitudinal control response decoupling from the drag rudders; maneuvering turn angular rate estimation and subtraction are used in the yaw axis to improve the directional damping. Besides, feedforward control is adopted to improve the maneuverability and control decoupling performance. Then, detailed design methods for feedback and feedforward control parameters are established using eigenstructure assignment and model following technique. Finally, the proposed design method is evaluated and compared with conventional method by numeric simulations. The influences of control derivatives variation of drag rudders on the method are also analyzed. It is demonstrated that the method can effectively improve the dynamic characteristics of flying wing aircraft, especially the directional damping characteristics, and decouple the longitudinal responses from the drag rudders. 相似文献