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Extended Influence Coefficient Method for Rotor Active Balancing During Acceleration / Zhou, Shiyu in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control, Vol. 126 N° 1 (Mars 2004)

Public ISBD [article]  in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control > Vol. 126 N° 1 (Mars 2004) . - 219-223 p. Titre : Extended Influence Coefficient Method for Rotor Active Balancing During Acceleration Titre original : Méthode Prolongée de Coefficient d'Influence pour l'Equilibrage Actif de Rotor Pendant l'Accélération Type de document : texte imprimé Auteurs : Zhou, Shiyu, Auteur ; Ni, Jun ; Jianjun, Shi ; Kwang-Keun, Shin ; Dyer, Stephen W., Auteur Article en page(s) : 219-223 p. Note générale : Génie Mécanique Langues : Anglais (eng) Mots-clés : Vibration  induite  par  déséquilibre  Machinerie  tournant  Système  de  rotor  Vibration  résonante  Méthode  d'équilibrage  active  Compensateur  électromagnétique Résumé : Imbalance-induced vibration of rotating machineries is an important factor limiting the performance and fatigue life of a rotor system. Particularly, the severe resonant vibration of a rotor when it passes through its critical speeds could damage the rotor system. To avoid this peak vibration, this paper presents an active balancing method to offset the imbalance of the rotor system during acceleration by using an electromagnetic balancer. In this method, "instantaneous" influence coefficients at different speeds are obtained and stored in a look-up table. Then, a gain scheduling strategy is adopted to suppress the imbalance-induced vibration during acceleration based on the "instantaneous" influence coefficient table. A comprehensive testbed is built to validate this scheme, and the validation results are presented. La vibration induite par déséquilibre des machineries tournants est un facteur important limitant la vie d'exécution et de fatigue d'un système de rotor. En particulier, la vibration résonnante grave d'un rotor quand elle traverse ses vitesses critiques pourrait endommager le système de rotor. Pour éviter cette vibration maximale, cet article présente une méthode d'équilibrage active pour excentrer le déséquilibre du système de rotor pendant l'accélération en utilisant un compensateur électromagnétique. Dans cette méthode, des coefficients « instantanés » d'influence à différentes vitesses sont obtenus et stockés dans un regard vers le haut de table. Puis, une stratégie de établissement du programme de gain est adoptée pour supprimer la vibration induite par déséquilibre pendant l'accélération basée sur la table « instantanée » de coefficient d'influence. Un banc d'essai complet est construit pour valider cet arrangement, et les résultats de validation sont présentés. [article] Extended Influence Coefficient Method for Rotor Active Balancing During Acceleration = Méthode Prolongée de Coefficient d'Influence pour l'Equilibrage Actif de Rotor Pendant l'Accélération [texte imprimé] / Zhou, Shiyu, Auteur ; Ni, Jun ; Jianjun, Shi ; Kwang-Keun, Shin ; Dyer, Stephen W., Auteur . - 219-223 p. Génie Mécanique Langues : Anglais (eng) in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control > Vol. 126 N° 1 (Mars 2004) . - 219-223 p. Mots-clés : Vibration  induite  par  déséquilibre  Machinerie  tournant  Système  de  rotor  Vibration  résonante  Méthode  d'équilibrage  active  Compensateur  électromagnétique Résumé : Imbalance-induced vibration of rotating machineries is an important factor limiting the performance and fatigue life of a rotor system. Particularly, the severe resonant vibration of a rotor when it passes through its critical speeds could damage the rotor system. To avoid this peak vibration, this paper presents an active balancing method to offset the imbalance of the rotor system during acceleration by using an electromagnetic balancer. In this method, "instantaneous" influence coefficients at different speeds are obtained and stored in a look-up table. Then, a gain scheduling strategy is adopted to suppress the imbalance-induced vibration during acceleration based on the "instantaneous" influence coefficient table. A comprehensive testbed is built to validate this scheme, and the validation results are presented. La vibration induite par déséquilibre des machineries tournants est un facteur important limitant la vie d'exécution et de fatigue d'un système de rotor. En particulier, la vibration résonnante grave d'un rotor quand elle traverse ses vitesses critiques pourrait endommager le système de rotor. Pour éviter cette vibration maximale, cet article présente une méthode d'équilibrage active pour excentrer le déséquilibre du système de rotor pendant l'accélération en utilisant un compensateur électromagnétique. Dans cette méthode, des coefficients « instantanés » d'influence à différentes vitesses sont obtenus et stockés dans un regard vers le haut de table. Puis, une stratégie de établissement du programme de gain est adoptée pour supprimer la vibration induite par déséquilibre pendant l'accélération basée sur la table « instantanée » de coefficient d'influence. Un banc d'essai complet est construit pour valider cet arrangement, et les résultats de validation sont présentés.

Feedback linearization based generalized predictive control of jupiter icy moons orbiter / Jianjun, Shi in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control, Vol. 131 N°1 (Janvier/Février 2009) 

Public ISBD [article]  in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control > Vol. 131 N°1 (Janvier/Février 2009) . - 10 p. Titre : Feedback linearization based generalized predictive control of jupiter icy moons orbiter Type de document : texte imprimé Auteurs : Jianjun, Shi, Auteur ; Kelkar, Atul G., Auteur Année de publication : 2009 Article en page(s) : 10 p. Note générale : dynamic systems Langues : Anglais (eng) Mots-clés : control  equipment;  equations  of  motion;  design;  equations;  feedback;  predictive  control;  space  vehicles Résumé : This paper presents a nonlinear dynamic model of Jupiter Icy Moons Orbiter (JIMO), a concept design of a spacecraft intended to orbit the three icy moons of Jupiter, namely, Europa, Ganymede, and Callisto. The work in this paper represents a part of the feasibility study conducted to assess control requirements for the JIMO mission. A nonlinear dynamic model of JIMO is derived, which includes rigid body as well as flexible body dynamics. This paper presents a novel hybrid control strategy, which combines feedback linearization with generalized predictive control methodology in a two-step approach for attitude control of the spacecraft. This feedback linearization based generalized predictive control (FLGPC) law is used to accomplish a representative realistic in-orbit maneuver to test the efficacy of the controller. The controller performance shows that the FLGPC is a viable methodology for attitude control of a similar class of spacecraft. The results presented are a part of exhaustive study conducted to evaluate various controller designs. DEWEY : 629.8 ISSN : 0022-0434 En ligne : http://dynamicsystems.asmedigitalcollection.asme.org/issue.aspx?journalid=117&is [...] [article] Feedback linearization based generalized predictive control of jupiter icy moons orbiter [texte imprimé] / Jianjun, Shi, Auteur ; Kelkar, Atul G., Auteur . - 2009 . - 10 p. dynamic systems Langues : Anglais (eng) in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control > Vol. 131 N°1 (Janvier/Février 2009) . - 10 p. Mots-clés : control  equipment;  equations  of  motion;  design;  equations;  feedback;  predictive  control;  space  vehicles Résumé : This paper presents a nonlinear dynamic model of Jupiter Icy Moons Orbiter (JIMO), a concept design of a spacecraft intended to orbit the three icy moons of Jupiter, namely, Europa, Ganymede, and Callisto. The work in this paper represents a part of the feasibility study conducted to assess control requirements for the JIMO mission. A nonlinear dynamic model of JIMO is derived, which includes rigid body as well as flexible body dynamics. This paper presents a novel hybrid control strategy, which combines feedback linearization with generalized predictive control methodology in a two-step approach for attitude control of the spacecraft. This feedback linearization based generalized predictive control (FLGPC) law is used to accomplish a representative realistic in-orbit maneuver to test the efficacy of the controller. The controller performance shows that the FLGPC is a viable methodology for attitude control of a similar class of spacecraft. The results presented are a part of exhaustive study conducted to evaluate various controller designs. DEWEY : 629.8 ISSN : 0022-0434 En ligne : http://dynamicsystems.asmedigitalcollection.asme.org/issue.aspx?journalid=117&is [...]

Stable Reconfigurable Generalized Predictive Control With Application to Flight Control / Jianjun, Shi in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control, Vol. 128 N° 2 (Juin 2006) 

Public ISBD [article]  in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control > Vol. 128 N° 2 (Juin 2006) . - 371-378 p. Titre : Stable Reconfigurable Generalized Predictive Control With Application to Flight Control Titre original : Commande Prédictive Généralisée par Reconfigurable Stable avec l'Application à la Commande de Vol Type de document : texte imprimé Auteurs : Jianjun, Shi, Auteur ; Soloway, Don ; Kelkar, Atul G. Article en page(s) : 371-378 p. Note générale : Génie Mécanique Langues : Anglais (eng) Mots-clés : Loi  prédictive  Déclancheur  Stabilité  Optimisation  non-linéaire  REconfiguration  Déclancheur  Saturation  Simulation  numérique Index. décimale : 629.8 Résumé : This paper presents the development of a multiinput multioutput generalized predictive control (GPC) law and its application to reconfigurable control design in the event of actuator saturation. The stability of the GPC control law without reconfiguration is first established using an end-point state weighting. Based on the constrained nonlinear optimization, an end-point state weighting matrix synthesis method is derived. A novel reconfiguration strategy is developed for systems that have actuator redundancy and are faced with actuator saturation type failure. An elegant reconfigurable control design is presented with stability proof. A numerical simulation using a short-period approximation model of a civil transport aircraft is presented to demonstrate the reconfigurable control architecture. Cet article présente le développement d'une loi prédictive généralisée à sorties multiples à entrées multiples de la commande (GPC) et de son application à la conception reconfigurable de commande en cas de la saturation de déclencheur. La stabilité de la loi de commande de GPC sans reconfiguration est d'abord établie en utilisant peser d'état de limite. Basé sur l'optimisation non-linéaire contrainte, une méthode pesante de synthèse de matrice d'état de limite est dérivée. Une stratégie de reconfiguration de roman est développée pour les systèmes qui ont la redondance de déclencheur et est confrontée au type échec de saturation de déclencheur. Une conception reconfigurable élégante de commande est présentée avec la preuve de stabilité. Une simulation numérique employant un modèle d'approximation de court-période d'un avion civil de transport est présentée pour démontrer l'architecture reconfigurable de commande. En ligne : rabbitsj@iastate.edu, akelkar@iastate.edu, don@email.arc.nasa.gov [article] Stable Reconfigurable Generalized Predictive Control With Application to Flight Control = Commande Prédictive Généralisée par Reconfigurable Stable avec l'Application à la Commande de Vol [texte imprimé] / Jianjun, Shi, Auteur ; Soloway, Don ; Kelkar, Atul G. . - 371-378 p. Génie Mécanique Langues : Anglais (eng) in Transactions of the ASME . Journal of dynamic systems, measurement, and control > Vol. 128 N° 2 (Juin 2006) . - 371-378 p. Mots-clés : Loi  prédictive  Déclancheur  Stabilité  Optimisation  non-linéaire  REconfiguration  Déclancheur  Saturation  Simulation  numérique Index. décimale : 629.8 Résumé : This paper presents the development of a multiinput multioutput generalized predictive control (GPC) law and its application to reconfigurable control design in the event of actuator saturation. The stability of the GPC control law without reconfiguration is first established using an end-point state weighting. Based on the constrained nonlinear optimization, an end-point state weighting matrix synthesis method is derived. A novel reconfiguration strategy is developed for systems that have actuator redundancy and are faced with actuator saturation type failure. An elegant reconfigurable control design is presented with stability proof. A numerical simulation using a short-period approximation model of a civil transport aircraft is presented to demonstrate the reconfigurable control architecture. Cet article présente le développement d'une loi prédictive généralisée à sorties multiples à entrées multiples de la commande (GPC) et de son application à la conception reconfigurable de commande en cas de la saturation de déclencheur. La stabilité de la loi de commande de GPC sans reconfiguration est d'abord établie en utilisant peser d'état de limite. Basé sur l'optimisation non-linéaire contrainte, une méthode pesante de synthèse de matrice d'état de limite est dérivée. Une stratégie de reconfiguration de roman est développée pour les systèmes qui ont la redondance de déclencheur et est confrontée au type échec de saturation de déclencheur. Une conception reconfigurable élégante de commande est présentée avec la preuve de stabilité. Une simulation numérique employant un modèle d'approximation de court-période d'un avion civil de transport est présentée pour démontrer l'architecture reconfigurable de commande. En ligne : rabbitsj@iastate.edu, akelkar@iastate.edu, don@email.arc.nasa.gov