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飞行器姿态的一种鲁棒自适应模糊解耦控制 总被引:7,自引:1,他引:7
飞行器姿态系统具有非线性、强耦合、多输入多输出(MIMO)的特点。本文针对飞行器姿态模型的非线性和不确定性,提出鲁棒自适应模糊解耦控制方法,对飞行姿态进行机动控制。首先,设计基于精确反馈线性化的模糊解耦控制环节。针对模糊逼近所带来的误差以及外部干扰项,采用H∞鲁棒补偿控制方法,使误差干扰项对系统的影响最小。为充分利用有限的模糊规则,采用非线性可调参数模糊模型。模糊参数的自适应调节律由李雅普诺夫综合法得到。数学仿真表明,该控制方案对于空间飞行器姿态系统中的非线性和参数不确定性具有较强的适应能力。 相似文献
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针对近空间高超声速飞行器三通道姿态跟踪控制问题,提出了一种基于输入饱和抑制的非线性模糊自适应滑模控制器。考虑到飞行器模型具有严格反馈形式的特点,以反步法为基础,结合非奇异快速Terminal滑模方法设计控制器。设计了模糊系统估计模型中的干扰项,并通过自适应鲁棒项补偿估计误差,引入非线性增益函数提高控制系统的饱和抑制能力,并基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。最后,通过仿真对比实验验证方法的有效性。仿真结果表明,所设计的控制器能够保证飞行控制系统在存在模型参数不确定性的情况下具有良好的姿态跟踪性能和输入饱和抑制能力。 相似文献
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针对失控航天器在空间中自由翻滚的情况,研究追踪器对失控翻滚目标逼近的位置和姿态六自由度耦合控制问题。建立追踪器与目标器相对运动的姿轨一体化动力学模型,设计追踪器逼近过程的标称轨迹和标称姿态。综合考虑系统不确定性和外部干扰,设计无抖振的神经网络自适应滑模控制器。将滑模控制与神经网络逼近相结合,采用径向基函数(RBF)神经网络对系统未知部分进行自适应逼近。由Lyapunov方法导出神经网络自适应律,通过自适应权重的调节保证整个闭环系统的稳定性。数值模拟实例说明了所设计的标称轨迹和标称姿态的合理性,同时验证了神经网络自适应滑模控制器的有效性。 相似文献
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针对高超声速飞行器再入过程的姿态跟踪要求,提出了基于扩张状态观测器(ESO)的模糊自适应姿态控制策略。在反步法框架下,对于姿态角动态,采用模糊自适应在线逼近耦合不确定性。为减轻计算负担,设计ESO在线观测角速率动态中由于参数摄动和输入扰动引起的综合不确定项。为避免反步控制的"微分爆炸"现象,使用动态面方法设计姿态控制器。基于Lyapunov理论的稳定性分析,证明了闭环控制系统是半全局一致最终有界的。仿真结果表明,该方法对于高超声速飞行器姿态角信号指令具有良好的跟踪性能。 相似文献
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基于Lyapunov方法的空间飞行器大角度姿态机动控制 总被引:13,自引:0,他引:13
本文研究空间飞行器大角度资态机动的控制问题,为了克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题,文中使用四元参形式的微分方程来描述飞行器的运动,飞行器的动力学方程具有不确定性和非线性。本文应用Lyapunov方法设计在大角度姿态机动控制器,这个控制器具有按指数规律变化的增益,它大大减小了对初始力矩的要求,最后,本文给出一个例子来说明所导出的控制器的优点。 相似文献
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含扩张状态观测器的高超声速飞行器动态面姿态控制 总被引:2,自引:0,他引:2
针对高超声速飞行器复杂非线性、高不确定性和强通道耦合等特点,提出了一种飞行器姿态控制的非线性设计方法。根据高超声速飞行器无动力飞行的姿态运动方程组,给出一个可面向姿态控制的非线性设计模型。针对一类非线性系统,提出了一种基于扩张状态观测器(ESO)的动态逆设计方法,并通过动态面控制理论,将其应用于高超声速飞行器的三通道姿态控制中。仿真结果表明,相比基于传统动态逆的动态面控制方案,本文所提出的控制方案可以保证飞行器快速、精确地跟踪角位置指令,并且具备针对系统不确定性的强鲁棒性能。 相似文献
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针对以飞轮为执行机构的空间飞行器进行姿态大角度机动递阶饱和控制。在初始状念任意,反作用轮输出力矩受限、速率饱和约束条件下,提出递阶饱和的变结构机动策略,即针对飞行器的运动学模型,利用飞行器的误差四元数和角速度,通过绕瞬时欧拉轴旋转,引入误差凹元数限幅器,对姿态偏差进行逐次消除,提出了不需事先规划轨迹的绕欧拉轴逐次逼近控制算法。并且引入模糊推理规则来改进递阶饱和变结构控制设计,使得系统轨迹既能快速趋近滑动面又能降低抖振,有效减弱了一般变结构控制律中抖振问题,从而提高了变结构控制律的品质。 相似文献
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以一种能够自适应变化的伪转动惯量,基于Lyapunov稳定定理,推导出一种模型独立的航天器自适应姿态跟踪控制律。理论和数值仿真结果表明,与一般情况下需确知模型参数确定性部分的滑模姿态控制律相比,该控制律能够在不依赖于模型参数确定性部分的情况下良好地实现姿态跟踪,并对模型误差的不确定性和外干扰力矩具有一定的鲁棒性。 相似文献
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为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。 相似文献
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针对偏置动量小卫星的自主飞行问题,提出一种基于不确定项观测器的滑模容错控制方法。应用欧拉-拉格朗日系统的干扰观测方法设计不确定项观测器,对动量轮输出力矩变小、磁力矩器线圈电阻漂移等执行器故障以及小卫星外部环境力矩等不确定项进行估计,理论推导证明该观测器的观测误差一致最终有界(UUB)。基于不确定项观测器的估计值,设计补偿控制项,并与滑模控制器的控制力矩合成实现姿态容错控制。从理论上证明该容错控制方法能够使小卫星姿态快速收敛至滑模面。该容错方法无需做小角度假设,对执行器运行状态信息依赖性低。仿真结果表明,本文建议的容错控制方法具备可行性,实现了对小卫星姿控系统中不确定项的观测估计和容错控制。 相似文献
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本文针对目前战术导弹广泛使用捷联系统这个现状,以及对大机动飞行器采用姿态角误差反馈进行控制有时出现的奇异问题,提出并研究了基于四元数进行大机动战术导弹姿态控制系统的设计问题.首先,给出了大机动飞行情况下基于四元数描述的弹体动力学模型,然后,基于非线性控制系统综合方法设计了姿态控制系统,并验证了系统的稳定性.研究结果表明,基于四元数进行姿态控制系统的设计,既解决了姿态角表示法存在的奇异性问题,又可减少捷联计算机的计算量,对战术导弹具有重要实际意义.最后,通过数值仿真验证了本文提出方法的有效性. 相似文献
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挠性卫星的自适应模糊滑模控制 总被引:6,自引:0,他引:6
将自适应模糊滑模控制应用于挠性卫星的姿态稳定控制中 ,给出了详尽的实现方法。用一个自适应模糊控制器逼近滑模控制中的等效控制 ,推导了规则参数调整的自适应率 ,确定不连续控制以保证闭环控制系统的稳定性 ,用另一个模糊控制器光滑不连续控制以抑制抖振。仿真结果表明 ,该方法实现了较高精度的卫星姿态控制。 相似文献