动态逆

摘要： 为实现对涡轴发动机动态响应的实时跟踪,提出一种基于动态逆与神经网络的涡轴发动机自适应模型建模方法。基于考虑健康因子输入的涡轴发动机状态变量模型及真实发动机可测状态参数,设计一种基于动态逆的健康参数估计方法;基于神经网络建立包含健康参数的涡轴发动机机载模型,共同构成涡轴发动机自适应模型;进行典型任务下的对比仿真分析。研究结果表明:相比于线性卡尔曼滤波器,基于动态逆的涡轴发动机自适应模型不仅能获得相同的健康参数稳态估计精度,而且总时间消耗可有效减小26%左右,实时性更高;自适应模型的稳态误差不超过0.5%,动态精度更高,更有利于实现涡轴发动机动态响应的自适应跟随。

摘要： 针对固定翼无人机航迹跟踪问题,采用基于状态扩展的双反馈模型预测控制理论对控制器进行设计.首先推导基于侧向偏差的无人机侧向航迹跟踪模型,采用动态逆方法对模型进行线性化处理,在此基础上设计基于状态扩展的双反馈模型预测控制器,并采用量子粒子群优化(quantum particle swarm optimization,QPSO)算法对控制器参数进行优化,考虑无人机飞行过程中受到的未知干扰,引入扩张状态观测器(extended states ob-server,ESO)对干扰进行观测,进一步提高系统的鲁棒性,并结合实际工程应用对系统进行数学仿真.仿真结果表明,基于状态扩展双反馈模型预测控制的无人机侧向航迹跟踪控制器,能够在系统存在模型不确定性与受到动态干扰时对期望航迹进行准确、稳定的跟踪.

摘要： 为解决传统空中加油对接过程中受油机纵向轨迹跟踪控制存在时间滞后的问题,提出一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法.采用非线性L1制导的方法生成横纵向加速度指令,设计2种直接升力方案对受油机纵向轨迹控制加以改进,采用动态逆方法对姿态回路设计,通过扩张状态观测器对动态逆内回路进行补偿.仿真结果表明:采用的2种方案均能消除纵向轨迹跟踪的时间滞后,实现受油机纵向轨迹的快速响应,完成空中加油的成功对接.

摘要： 推力矢量技术作为先进战斗机最重要的技术之一,可以大大提高飞机可控迎角的范围,增强战斗机的过失速机动能力.然而目前我国可借鉴国外重要机型推力矢量技术的实现是通过在驾驶舱中增加相应的矢量操纵机构实现的,在很大程度上增加了飞行员的驾驶负担.如何取消该操纵机构并将其对于推力矢量的控制综合协调进飞控系统中,以减轻操作负担,成为一个亟待解决的重要问题.现提出了一种基于Daisy-chain分配、动态逆控制的推力矢量协调控制方法.方法 基于模块化的控制-分配设计思想,采用链式分配与非线性反馈线性化的方法,能够将推力矢量控制融合到阻尼增稳系统中去,并实现对矢量操纵面与气动操纵的协调控制,因而能取消推力矢量操纵机构,减轻了飞行员的工作负担.仿真结果表明,上述方法能有效地实现推力矢量的协调控制,并且基于Daisy-chain的设计方法还实现了最小推力矢量控制,因而有效降低飞机操控对于推力矢量机构的工作负担,减少发动机的维护成本.

摘要： 为实现多弹协同饱和攻击同一目标,根据弹目相对运动关系,建立了弹目相对运动非线性模型,并基于领弹-从弹协同制导模式,提出了一种多弹时间协同三维制导律.在制导律中,领弹采用三维纯比例导引,从弹采用三维纯比例导引与动态逆控制.为实现同时打击,利用时标分离原则将从弹相对运动非线性模型分为快系统与慢系统,进而通过动态逆系统理论反馈线性化两个子系统,完成对从弹的协同控制.仿真结果表明,采用此协同制导律能使弹群同时命中目标,有效实现攻击时间的协同.

摘要： 本文基于现代控制理论对飞机横航向控制律设计进行研究,运用具有工程意义的线性二次型最优控制方法、特征结构配置方法和动态逆方法,通过状态反馈,得到飞机横航向反馈控制律,并对其进行仿真与验证.

摘要： 本文基于现代控制理论对飞机横航向控制律设计进行研究,运用具有工程意义的线性二次型最优控制方法、特征结构配置方法和动态逆方法,通过状态反馈,得到飞机横航向反馈控制律,并对其进行仿真与验证。

摘要： 针对末制导段多无动力导弹在速度时变情况下协同打击高价值时敏目标的问题,推导了基于动态逆的时间协同三维制导方法。首先,根据弹目相对运动关系,建立了三维弹目相对运动非线性模型。然后,领弹在俯仰通道与偏航通道均采用比例导引,从弹采取比例导引与机动控制结合的方式。最后,为实现多弹同时命中动目标,以领从弹剩余时间误差为协调变量,利用时标分离原则将从弹相对运动非线性模型分解为快系统与慢系统,并通过动态逆系统理论反馈线性化两个子系统,在满足一定过载约束下,解算出从弹偏航通道过载指令,实现多无动力导弹对动目标的协同打击,仿真结果验证了所提制导方法的有效性。

摘要： 针对变后掠翼飞行器变形过程中的姿态控制问题,利用动态逆控制原理与时标分离原则,结合神经网络能够消除误差的特性,设计了针对变后掠翼飞行器的神经网络PID自适应动态逆控制器。基于Datcom建立了变后掠翼飞行器形变量与气动的关系模型。在控制器设计中将飞行器姿态运动划分为快慢系统,并利用神经网络自适应调节PID参数以增强控制系统的控制能力。仿真结果表明,所提出的自适应控制方法相比传统的PID控制能更高效地稳定变后掠翼飞行器在变形过程中的姿态角。

摘要： 本文以多机协同作战中的编队控制作为研究内容,对双机编队问题进行了系统研究,一架作为长机,另一架作为僚机.文章在无人机六自由度非线性运动方程的基础上,基于非线性动态逆方法设计了双机编队的控制系统.控制系统分为内外两个控制回路：外环为制导回路,内环为控制回路.最后,在Matlab/Simlink 仿真环境中对该系统进行了建模,并对四种编队情形进行了仿真,验证了控制方法的可行性和有效性.

摘要： 讨论了自适应非线性动态逆控制设计。对星-液系统复合运动方程进行了推导，构建了刚-液耦合系统方程。液体晃动部分采用单摆模型。由于充液航天器控制系统的强耦合非线性，我们采用神经网络来构造系统的自适应非线性动态逆控制器。

摘要： 研究反作用飞轮(RW)在故障情形下的三轴稳定卫星姿态控制系统的在线故障诊断、辨识和重构(FDIR)问题。首先针对RW数学模型，分析其故障模式，并建立故障的参数化描述方法。系统采用局部故障诊断与辨识(FDI)方法对飞轮进行故障诊断，其诊断结果为与飞轮故障相关的参数。重构控制器的设计以动态逆为基础，并引入飞轮数学模型，对飞轮的故障进行补偿。最后，针对卫星姿控系统的3种典型故障模式的仿真结果表明该FDIR方法有效可行。

摘要： 垂直/短距起降(V/STOL)无人机具有与常规飞机完全不同的多个特殊飞行模态,不同模态控制方式差异很大,模态之间的转换过渡存在严重耦合及非线性特性,本文给出了V/STOL无人机关键飞行模态的控制策略及模态过渡策略,采用基于神经网络补偿的动态逆方法设计了控制律,经过仿真验证,在整个飞行阶段实现了各模态精确控制、模态间平滑过渡,飞机各状态响应稳定快速,控制精度满足飞行品质要求,较好地实现了V/STOL的模态控制及模态过渡控制,证明本文提出控制策略切实可行.

摘要： 随着飞控系统的进步和控制方式的多样化,传统的飞行控制品质评价体系已经不能满足要求.在现有飞行控制品质评估所面临的问题基础上,本文研究了基于航路特征信息的飞行控制品质评估方法.将原始航路离散序列点通过样条曲线拟合, 在此基础上研究航路特征提取算法用于获取航路特征信息.同时应用动态逆方法对无人机六自由度非线性系统模型设计控制律, 将在动态逆控制作用下得到的航路特征信息与航路特征提取信息进行对比,完成无人机动态控制飞行控制评价.最后通过一个仿真例子验证本文所研究方法的有效性,实验结果表明本文所研究的基于航路特征信息的无人机飞行控制品质评估方案是有效的.

摘要： 本文对带有液体晃动的航天器应用神经网络动态逆控制进行轨迹跟踪.通过神经网络对动态误差进行补偿的方法将神经网络模型与动态逆方法相结合,得自适应动态逆控制器.利用MATLAB建立整个控制系统,对实例进行控制仿真,取得了很好的跟踪控制效果.

摘要： 建立较为准确的超机动飞机非线性模型,对新型战斗机的研发具有重要意义.在分析超机动飞机非线性特性的基础上,建立了带推力矢量的超机动飞机非线性动态模型,着重分析了气动力、气动力矩以及发动机的建模过程.采用动态逆结合PID的方法设计了超机动飞机在大迎角机动下的控制律,并进行了“眼睛蛇”机动仿真.根据“眼镜蛇”机动的仿真结果,分析了超机动飞机在大迎角飞行时操纵特性,证明了所建立模型的合理性与有效性.

摘要： 直升机具有较强的耦合性、不稳定性，给飞行控制系统的设计带来了很大的困难。本文针对ADS-33E-PRF中的小幅输入/中高频响应和小幅输入/中低频响应的品质指标要求，通过加入飞行控制系统改善直机的飞行品质。采用动态逆和极点配置相结合的方法设计直升机飞行控制律，并通过仿真等手段进行检验，证实了样例直升机飞行品质的提高，从而表明本文设计策略的合理性以及控制律的有效性。

摘要： 姿态控制技术是高超声速飞行器再入过程中的核心和关键技术之一. 讨论再入飞行器大攻角状态下侧向运动中包含内动态的姿态控制问题. 高超声速飞行器在再入过程中的不同阶段采用不同执行机构及其组合进行姿态控制,其中某一阶段仅使用两个体襟翼对姿态进行控制. 这一阶段由于系统相对阶小于状态量个数从而带来显著内动态. 针对这一问题,通过输出重定义技术使零动态局部稳定, 通过极点配置提高零动态的鲁棒性,再对重定义输出系统进行反馈线性化. 仿真结果验证了该方法能确保零动态的稳定性,在镇定侧滑角的同时对攻角指令和倾侧角指令具有良好的跟踪性能.

摘要： 姿态控制技术是高超声速飞行器再入过程中的核心和关键技术之一. 讨论再入飞行器大攻角状态下侧向运动中包含内动态的姿态控制问题. 高超声速飞行器在再入过程中的不同阶段采用不同执行机构及其组合进行姿态控制,其中某一阶段仅使用两个体襟翼对姿态进行控制. 这一阶段由于系统相对阶小于状态量个数从而带来显著内动态. 针对这一问题,通过输出重定义技术使零动态局部稳定, 通过极点配置提高零动态的鲁棒性,再对重定义输出系统进行反馈线性化. 仿真结果验证了该方法能确保零动态的稳定性,在镇定侧滑角的同时对攻角指令和倾侧角指令具有良好的跟踪性能.

摘要： 本发明公开了一种基于逆阻型器件的固态式直流断路器及其动态均流方法，该固态式直流断路器包括并联连接的多条开关支路和一条或多条谐振电容支路，每条所述开关支路分别包括串联连接的逆阻型全控电力电子器件和谐振电感。本发明简化了结构，降低了通态损耗和阀串体积；另外通过电感和电容在电流增大时产生的振荡，优化电力电子开关在动态时的电流分布，提高均流效果，从而提高器件的使用效率。

摘要： 高动态范围到高动态范围逆色调映射的方法、系统和设备。本发明提供用于高动态范围图像的逆色调映射的方法、设备和系统。所述方法可以包括获得高动态范围图像的亮度分量的操作。所述方法还可以包括确定HDR到HDR逆色调映射器运算器。所述方法还可以包括通过将HDR到HDR逆色调映射器应用于高动态范围图像的亮度分量来确定色调扩展图像。所述方法还可以包括：其中，HDR到HDR逆色调映射器曲线包括用于暗和中间色调级别的线性部分以及用于高亮的扩展非线性部分。所述系统或设备可以被配置为执行所述方法的操作。

摘要： 本发明的螺旋型逆渗透膜部件的构成特征是具有多个袋状逆渗透膜、配置在前述逆渗透膜内部的渗透液流路材料和插入前述逆渗透膜间的多个供给液流路材料,它们以只有前述逆渗透膜内部与透孔连通的状态缠绕在表面具有透孔的中空管的外周面;前述供给液流路材料是多个线状物互相交错而形成的四边形网眼连成的网状体;前述四边形网眼的4个交叉点中,相对的一组交叉点与前述中空管的轴线方向平行配置;前述中空管的轴线方向和垂直方向的前述交叉点间的间隔为X、前述轴线方向的前述交叉点间的间隔为Y时,X和Y同时满足2mm≤X≤5mm和X≤Y≤1.8X的关系式。

摘要： 本发明提供的一种基于超材料动态网格的免逆稀疏贝叶斯成像方法及系统，通过建立成像观测坐标系以确定雷达成像区域，进一步实现网格划分获得雷达成像网络；根据超材料阵列雷达天线、接收天线雷达以及成像网格的相对位置、以及播相位延迟，建立超材料成像稀疏表示模型；使用免逆稀疏贝叶斯恢复算法对超材料成像稀疏表示模型进行求解，得到表述目标在雷达成像网格中具体位置的场景矢量；使用阈值分割的算法对场景矢量进行过滤，以滤除因噪点对所述目标在雷达成像网格中具体位置的干扰以及低于预设目标参数值的目标，通过迭代判断是否小于额定门限值，获得恢复的目标位置。因此本发明可以有效的提高成像的恢复精度以及恢复速度。

摘要： 本发明公开了一种基于逆高斯过程的切削精度保持能力动态评估方法及装置。所述方法包括：获取切削加工系统设备的性能退化数据；基于逆高斯过程和所述性能退化数据，建立性能退化模型；基于所述性能退化模型，根据所述性能退化数据与切削加工质量之间的对应关系，构建切削加工系统设备的精度保持能力评估模型；基于最大期望算法、贝叶斯更新算法、及实际性能退化数据，对所述精度保持能力评估模型的模型参数进行实时评估，并获取每一时刻下的切削加工系统设备的精度保持能力。本发明可以实现对切削精度保持能力的估计。

摘要： 本发明公开了一种基于动态逆的无人机跟踪目标初始段航向误差修正方法，该方法包括以下步骤：计算初始航向误差；进行动态逆航向修正；更新航向误差并修正，直至航向误差趋近于零时完成修正。该方法很好地解决了现有方法存在的航向收敛过程与无人机跟踪收敛至目标圆之间时间分离的问题，能够实现对无人机跟踪目标初始段存在的较大航向误差进行快速的修正，且收敛速度可控，修正过程过载持续降低；该方法还具有全局稳定性、良好的有效性和实用性等优点。

摘要： 本申请公开了一种MEMS陀螺仪动态逆控制方法和装置，以提高MEMS陀螺仪驱动控制系统的环境适应能力，本方法通过将陀螺仪动力学模型转化为严格反馈形式；设计基于神经网络的平行估计模型逼近真实动力学，并基于神经网络预测误差和跟踪误差设计神经网络权值的复合自适应律，实现未知动力学的有效动态估计；设计扰动观测器实现外部干扰的有效估计；基于反步法设计动态逆控制系统，避免反步法的“微分爆炸”并实现MEMS陀螺仪驱动控制。本申请设计的基于平行估计的MEMS陀螺仪动态逆控制方法可解决动态动力学及外部干扰难以准确估计的问题，实现高精度陀螺仪驱动控制，进一步改善MEMS陀螺仪驱动控制性能。

摘要： 本发明提供一种L1自适应动态逆非线性固定翼飞行器飞行控制方法，包括：建立重心可变的固定翼飞行器的运动方程；建立L1自适应动态逆控制器和非线性参考模型；通过引入增强因子以及误差信息来对常规分段常数算法改进，并基于改进分段常数算法构建自适应律；根据固定翼飞行器实时角速度与非线性参考模型输出的期望角速度，获取跟踪误差，并通过自适应律解算重心突变造成的影响，在L1自适应动态逆控制器中予以抵消，确保固定翼飞行器角速度响应达到期望动态。本发明基于改进分段常数的策略提出L1自适应动态逆非线性固定翼飞行器飞行控制方法解决重心突变对飞行器的影响，在保证飞行器在重心突变干扰时稳态性能的前提下，进一步提高飞行器的瞬态性能。

摘要： 本申请提供了一种基于EKF滤波降噪的增量动态逆控制方法，该方法包括：步骤一，将飞机角速度作为被控状态量，进而建立包括俯仰、滚转和偏航角速度的运动模型；步骤二，根据所建立的运动模型，构建角速度增量动态逆控制律；步骤三，根据感器特性以及噪声影响，构建EKF滤波器用于滤除角速度中传感器引入的噪声，重新获得干净的角速度信号，进而减小噪声对角加速度的影响。

摘要： 本发明公开了一种基于增量式动态逆的涡轴发动机控制方法。本发明通过拟合出不同燃油点功率对燃油的偏导数曲线，采用TD微分跟踪器测量动力涡轮转加速度信号，以此来设计增量式动态逆控制器；通过转子动力学公式得到负载扭矩与发动机输出扭矩、动力涡轮转加速度的关系，进而设计发动机端的非线性负载扭矩估计器；利用非线性负载扭矩估计器的估计值，对下一时刻负载扭矩进行预测；结合增量式动态逆算法引入前馈补偿。本发明还公开了一种基于增量式动态逆的涡轴发动机控制装置。相比现有技术，本发明可使涡轴发动机综合控制系统的鲁棒性以及抗扰能力得到明显提升。