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一类不确定非线性系统的回馈递推滑模鲁棒控制器设计 总被引:2,自引:1,他引:2
针对一类多输入多输出不确定非线性系统,用一个RBF神经网络获得未建模动态和外来扰动的估计值,将回馈递推思想与滑模控制相结合,逐步回馈递推,设计了鲁捧控制器。将这种方案用于某型侧滑转弯导弹的飞行控制系统设计。其中,为克服导弹作动器的位置饱和、速率饱和问题,改进了滑动面的符号函数,并采用模糊逻辑对滑动面的斜率进行实时调整。仿真表明了该控制方法的有效性。 相似文献
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基于动态逆和鲁棒轨迹跟踪控制的导弹控制系统设计 总被引:2,自引:0,他引:2
基于动态逆方法及鲁棒轨迹跟踪控制理论提出了一种新的导弹控制系统设计方法。首先基于导弹的非线性模型设计快、较慢回路的动态逆控制器以实现其非线性解耦,然后在较慢回路中设计鲁棒控制律以补偿整个控制系统的总不确定性及干扰。即对较慢回路进行动态逆控制的基础上,通过引入一种辅助控制输入信号以抵消不确定性及外部干扰对系统性能的影响。稳定性分析表明了闭环系统稳定且系统跟踪误差能满足给定的性能指标。最后通过对所设计控制系统的仿真分析,验证了该方法的有效性。
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无人机神经网络动态逆控制器设计研究 总被引:1,自引:1,他引:0
针对无人机动态逆控制器存在的明显缺陷,采用在线神经网络对逆误差进行补偿,设计了神经网络动态逆控制器.构造了一种单隐层神经网络结构,证明了整个闭环系统的稳定性,给出了稳定的在线神经网络权值调整算法.通过仿真验证了该方案的鲁棒性、对故障的适应性以及在作动器纯延时下的响应性能,证明了在线神经网络对动态逆控制器具有明显的改善作用.对于无人机先进飞行控制系统的设计研究具有重要的参考价值. 相似文献
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针对BTT导弹的飞行控制问题,提出一种基于近似动态逆及神经网络理论的非线性自动驾驶仪设计方法.给出了神经网络自适应动态逆控制规律,建立了BTT导弹的数学模型,设计了导弹的神经网络自适应动态逆控制系统结构,并进行了控制效果的数值仿真分析.仿真结果说明了神经网络自适应非线性自动驾驶仪在导弹飞行控制中具有较高的控制精度和很好的鲁棒稳定性. 相似文献
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由同步双陀螺驱动的空间构架回转运动控制是一个非线性控制问题.同步双陀螺由一对可以同步进动的陀螺转子构成.基于微分几何反馈线性化理论,通过合理选择两个输出函数可以将原非线性系统部分线性化,并且可以同时满足系统的跟踪和同步性能要求.针对线性化后的系统,考虑系统存在时变扰动情况,利用递推李亚普诺夫方法设计了非线性鲁棒闭环控制器.仿真结果证明了所设计控制器的有效性. 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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研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。 相似文献
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为提高复杂和未知环境中六轮摇臂式月球探测车的驱动控制系统的可靠性,防止因执行器故障引起的月球车失控,提出一种基于滑转率的协调驱动自适应模糊容错控制方法。该方法用模糊逻辑系统逼近系统的未知动态和未知的故障函数,并通过所设计的误差补偿器来减少逼近误差对跟踪精度的影响。基于Lyapunov理论,证明了所设计的容错控制方案不但能使跟踪误差收敛到原点的小邻域内,而且通过适当增大设计参数的值,可使跟踪误差减小。此外,为便于应用给出了详细的容错控制器设计步骤,并对控制器中参数的选取给出了示例。仿真结果表明该控制律具有较高的控制精度,并且对外部干扰有很强的鲁棒性。
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针对受输入饱和约束的直接侧向力与气动力复合控制的导弹,研究其自动驾驶仪设计问题。导弹的执行机构分别是舵机和侧向脉冲发动机。舵机提供的是连续的控制量,而侧向脉冲发动机提供的是离散的控制量。首先采用最优控制方法设计连续的舵控制器。再对设计好舵控回路的新受控弹体,基于含有界干扰项离散饱和系统不变集分析方法进行直接侧向力控制器的设计。设计过程中,充分考虑了舵偏角的饱和非线性因素以及侧向脉冲发动机点火数取整产生的量化误差。最后,利用数值仿真验证了所提出控制方法的有效性。 相似文献
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基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制 总被引:3,自引:0,他引:3
针对存在不确定的执行机构部分失效故障和未知外界扰动的航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模控制的容错控制方法。在没有故障检测与诊断信息的情况下,采用快速终端滑模控制原理,利用自适应算法在线估计得到的故障信息,设计具有鲁棒性的容错控制器,使系统在执行机构故障发生时,能在有限时间内以指数收敛,实现系统有限时间渐近稳定,以及对航天器的容错控制和干扰的抑制。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,该方法在保证系统鲁棒性和可靠性的同时,具有更快的收敛速率,实现执行机构故障时有效的航天器姿态跟踪控制。 相似文献
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针对采用侧向直接力姿态控制的拦截弹,设计了一种工程上比较可行的侧向直接力姿态控制方式的自动驾驶仪.首先,将侧向直接力发动机组看作一个离散的"鸭式"舵,进而对弹体进行线性化,得到弹体的传递函数;然后,在传统三回路增稳自动驾驶仪的基础上通过增加一个前馈通道的方式来设计直接力侧向稳定回路;最后,通过仿真验证了该种自动驾驶仪能够显著提高导弹的快速性. 相似文献