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研究了具有攻击时间约束的多枚导弹协同导引律。首先,根据各枚导弹的估计到达时间来指定攻击时间,并由指定攻击时间设计期望的弹目距离,使攻击时间控制问题转化为弹目距离跟踪问题;然后,引入导弹导引非线性模型,采用反馈线性化的方法将其转化为线性模型;最后,利用线性极点配置的方法设计出稳定的控制律。仿真结果证明,所有导弹都能非常精确地按照指定攻击时间到达目标。 相似文献
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针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下,单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。首先,采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型。随后,利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果,考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性,完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。最后,在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况,增益控制和滑模控制的控制效果表明,基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时,在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况,反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响,保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。 相似文献
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针对一类单输入单输出不确定非仿射型非线性系统,基于多层神经网络提出了一种直接自适应控制方法。该设计方法首先应用多层神经网络自适应模拟逼近逆解中的未知部分,然后应用逆设计和自适应反演设计出虚拟控制量,最后应用反馈线性化设计方法和神经网络设计了直接自适应控制律。并利用Lyapunov稳定性定理推导了神经网络的参数调节律,保证了闭环系统的所有信号均最终一致有界。 相似文献
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针对一类存在执行机构故障的分布式结构变体飞行器的控制分配问题,结合整数规划理论,提出一种基于布谷鸟搜索算法的容错控制方法。首先,设计虚拟控制指令,使得系统状态能够很好地跟踪参考模型;然后,将执行器概率性故障与饱和约束转换为整数规划问题中决策变量的约束,从而将执行器控制分配问题转化为一类整数规划问题;最后,采用改进的布谷鸟搜索算法进行求解,得到实际的执行器控制分配指令。仿真结果表明,在执行器存在概率性故障的情况下,该容错控制方法较无容错策略的情况能够有效提升系统的跟踪性能;与遗传算法相比,该算法得到的执行器控制分配结果更加精确。 相似文献
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针对攻击机动目标的制导问题,设计了一种考虑自动驾驶仪性能、输入项约束的指令滤波反演制导律。首先,基于三维空间内弹目相对运动模型,采用反演递推方式设计制导律。针对传统反演控制存在的"微分膨胀"问题,引入指令滤波器对虚拟量进行过滤计算。考虑硬件计算能力的约束,引入自动驾驶仪二阶动力学模型减少控制过程延迟,并利用饱和函数和低通滤波器对输入项进行约束。此外,针对机动目标设计了一种扩张状态观测器来获取其加速度。通过Lyapunov理论证明了所设计闭环制导系统的稳定性。通过仿真实验验证了该制导律相有效性及优越性。 相似文献
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为使导弹能够以一定的末端攻击角度对机动目标进行拦截,提出了一种带有终端虚拟视角约束以及终端视线角约束的机动目标拦截制导方法。基于速度系各运动矢量之间的变换关系,建立了虚拟相对运动坐标系下的非线性模型,并将线性模型中多项式制导的思想创新性地引入到非线性模型中,通过末端虚拟视角约束以及末端视线角约束对关于弹目距离的多项式虚拟控制量进行求解,并根据虚拟矢量与运动矢量之间的变换关系得到速度系下的加速度指令表达式。针对不同制导系数、不同末端攻击角度及不同类型的机动目标等条件进行了仿真验证,同时与弹道成型制导律进行了仿真对比。仿真结果表明,所提出的制导律可以使导弹以期望的攻击角度拦截机动目标,末端虚拟视角收敛为零,避免了末端指令饱和现象。 相似文献
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考虑输入饱和的制导控制一体化设计 总被引:1,自引:1,他引:1
《航空学报》2017,(10)
高超声速飞行器俯冲时具有快时变特性,执行机构限于物理约束极易导致控制输入达到饱和,针对该问题提出考虑输入饱和约束的制导与控制一体化设计方法。首先,建立纵向制导与控制一体化设计模型,采用干扰观测器对系统不确定性进行估计补偿,然后结合加幂积分方法与嵌套饱和方法设计了新的制导控制一体化非线性控制律。通过严格的理论分析证明了带有饱和约束的控制器可令系统状态全局有限时间稳定,由于控制律中的虚拟控制量均考虑了饱和约束,做到了全局协调抗饱和,从而可更充分地利用飞行器控制能力去实现精准控制。数值仿真实例验证了提出方法的有效性及鲁棒性。 相似文献
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反馈线性化系统的非线性预测滑模控制 总被引:2,自引:0,他引:2
对反馈线性化系统进行非线性预测滑模控制的设计,利用预测滑模的二次型代数指标的最小化来设计滑模控制律,按系统的输出相对度来设计滑动模,二次型指标中包含了控制量的代价函数项,这项是连续可调的,可以避免系统控制输入的饱和现象。证明了非线性预测滑模控制系统具有的鲁棒性,并导出了鲁棒滑模预测控制器。 相似文献
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加速度反馈的隐式动态逆鲁棒非线性控制律设计 总被引:3,自引:1,他引:3
针对常规显式非线性动态逆(NDI)控制鲁棒性差的问题,综合隐式动态逆和奇异摄动分层设计,引入状态速率(导数)反馈和操纵面的当前位置信号反馈,设计了隐式增量形式的动态逆控制律。控制律中不显含基于标称模型的非线性直接状态反馈,不需要完整的飞机气动力模型,降低了控制律对于模型的敏感度。利用过载测量信号,采用几何的方法,构建了角加速度信号,对于其他状态速率信号,基于飞机动力学方程,以代数计算的方法求解得到。控制律结构简单,当飞机存在外形损伤、舵面失效或传感器失效时,能够迅速实现测量信号的隔离、反馈信号的重建和控制的重新分配和控制律重构。针对某飞机进行控制律设计和数值仿真,结果表明在存在气动力摄动的情况下,控制律具有良好的鲁棒性。 相似文献
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针对传统UAV编队控制律显式考虑约束能力不强的不足,基于预测控制方法和虚拟结构控制策略,设计了一种分布式编队控制律。该控制律能显式地考虑各种约束,每个UAV仅需要滚动求解有限时域优化问题得到自身控制输入,提出了一种简单的代价惩罚的方法实现障碍规避,并将优先级策略引入UAV之间避碰中。仿真结果表明,所设计的编队控制律具有... 相似文献
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针对受干扰的刚体航天器冗余执行器存在故障与控制受限的姿态跟踪控制问题,提出一类基于新型指数形式的非奇异快速滑模面(ENFTSM)与趋近律的姿态容错控制器设计方法。当部分推力器发生故障时,假设剩余推力器具有输出饱和特性且能提供足够推力保证航天器执行任务,相比一般终端滑模控制器,本文设计的控制器不仅能使系统状态以更快的速度到达平衡点,且不需要在线对执行器故障信息进行检测和分离。基于Lyapunov方法证明本文设计的控制器能保证闭环系统稳定,且能有效地抑制外部干扰、控制受限和执行器故障等约束。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果表明了该控制器的有效性。 相似文献
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输入受限的吸气式高超声速飞行器自适应Terminal滑模控制 总被引:2,自引:0,他引:2
针对吸气式高超声速飞行器的纵向运动模型,研究了输入受限时控制系统的设计问题,提出了一种内外环相结合的自适应Terminal滑模控制方法.以迎角和俯仰角速度作为内环控制对象,考虑到气动弹性模态和外部干扰,采用反步设计方法,设计出升降舵的自适应Terminal滑模控制律;以飞行速度作为外环控制对象,采用动态逆设计方法,设计出输入燃料当量比的动态逆自适应控制律,同时利用多层神经网络逼近控制律的饱和特性.基于Lyapunov稳定性理论,证明了采用此控制策略可以保证闭环控制系统的所有信号都是指数收敛至系统原点的一个有界邻域内,同时飞行器的气动弹性模态都是渐近稳定的.仿真结果表明,此控制策略能有效地处理吸气式高超声速飞行器在纵向运动过程中控制输入饱和受限的约束,在完成控制目标的同时,具有良好的过渡过程品质. 相似文献
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针对带输入饱和的直升机解耦控制问题,提出了一种改进的信息融合解耦控制算法,通过融合主通道和相应耦合通道期望输出和控制能量的软约束信息,以及系统状态方程和输出方程的硬约束信息,获得二次型性能指标下解耦控制律的最优估计,使直升机的内回路控制具有良好的动态特性和解耦性能。通过控制能量软约束信息的自适应调节,使求取的控制量满足输入饱和限制要求,避免了因输入饱和导致的解耦性能变差和驱动器过载问题。提出的信息融合控制算法基于被控对象的离散模型实现,容易应用于工程实际中。仿真结果表明了该算法的有效性。 相似文献