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701.
高超声速飞行器的多胞LPV系统控制器设计 总被引:2,自引:0,他引:2
针对高超声速飞行器模型高度非线性、强耦合的特点,提出一种多胞形线性变参数(LPV,linear parameter varying)系统变增益状态反馈控制器的设计方法.首先在感兴趣的变参数轨迹上选取若干平衡点进行雅克比线性化并拟合得到高超飞行器的LPV模型,将其离散化后存储于一张量中,利用高阶奇异值分解(HOSVD,higher order singular value decomposition)进行多胞形转换,得到有限个LTI顶点系统.同时为了降低控制器设计的保守性,通过引入松弛变量矩阵,在各顶点使用不同的Lyapunov函数矩阵,推导出能同时将闭环极点配置到指定区域并满足H∞性能的多胞LPV系统状态反馈控制器设计的线性矩阵不等式(LMI,linear matrix inequality)算法.最后的仿真结果验证了算法的有效性. 相似文献
702.
高超声速飞行器抗干扰反步滑模控制 总被引:1,自引:1,他引:1
针对存在参数不确定及外部扰动下的高超声速飞行器轨迹跟踪控制问题,研究了一种基于反步法的抗干扰滑模控制设计方法.将非线性高超声速飞行器动力学模型表达为严反馈形式分步进行设计.采用滑模控制方法进行每步的控制器设计,并提出采用扩展状态观测器(ESO,Extended State Observer)方法实现对参数不确定及外部扰动产生的内外干扰进行估计,继而在控制中补偿.扩展状态观测器能保证对干扰的估计收敛到真值附近的邻域内,从而能够保证较好的补偿效果.通过0.5°附加干扰攻角和25%的气动参数偏差下的非线性高超声速飞行器动力学模型仿真结果验证了该抗干扰滑模控制方案对内外干扰的抑制效果和闭环系统良好的跟踪性能. 相似文献
703.
基于Terminal滑模的小行星探测器着陆连续控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对弱引力场不规则小行星探测器安全下降与着陆,提出了一种基于比例微分(PD,Proportional plus Derivative)及非奇异Terminal滑模的连续控制方法.在着陆点坐标系下推导了探测器的动力学方程,设计了开环燃料次最优多项式标称轨迹制导方法.针对下降和着陆两个不同阶段提出了PD和非奇异Terminal滑模变结构连续控制方法.将PD控制的易操作性与非奇异Terminal滑模控制收敛速度快、调整时间短有效结合,保证了探测器安全着陆.仿真结果表明了提出方法的可行性和有效性. 相似文献
704.
电液飞行转台是飞控系统半实物仿真测试的关键设备,它是在实验室条件下复现飞行器运动姿态的高精尖试验设备,具有重大经济价值和国防战略意义.为提高该设备的动态跟踪精度,提出一种基于分数阶积分滑模的非线性鲁棒控制策略.在积分滑模控制器中引入分数阶算子,能更有效地提升系统瞬态响应,并能提供更多的控制自由度.同时基于 Lyapunov 分析方法证明了该控制器在存在参数不确定、强外干扰力矩和未知非线性摩擦特性等情况下仍能保证系统的全局渐近稳定性.以某型电液飞行转台外框阀控马达为例,针对多种运动工况进行仿真分析,结果表明该方法能有效提高系统的瞬态性能和鲁棒能力. 相似文献
705.
高精度位置跟踪自适应增益调度滑模控制算法 总被引:1,自引:0,他引:1
影响位置跟踪精度最重要的因素之一是系统不可避免地存在内外不确定性。由于具备很强的鲁棒性,滑模控制能有效消除系统不确定性的影响,然而也会带来抖振这一顽疾。因此,有效削弱滑模控制系统的抖振是提升系统跟踪精度的关键。为此,本文提出一种误差主导的自适应增益调度算法,该算法利用等效原理准确判断系统滑动模态是否建立,并以此来调度切换函数增益值的增减;同时,为克服因利用低通滤波器获取切换函数等效输出而引起的时间延迟,在增益调度中采用误差主导的增益变化率,确保了增益调度的实时性。理论和仿真实验证明,在滑动模态建立前,该增益调度策略能加快滑模变量的收敛速度;而在滑动模态建立后,该增益调度策略能使增益值在有限时间内趋近于系统不确定的绝对值,降低了系统抖振幅值,从而获取更高的跟踪精度。直流力矩电机伺服系统位置跟踪对比实验结果表明,该增益调度方案有效,能使系统获得更高的跟踪精度。 相似文献
706.
为了实现大前置角拦截下的时间一致性饱和攻击,利用非线性导引方程,采取基于预测命中点(PIP)的剩余时间估计方法,结合等效滑模控制理论和Lyapunov稳定性定理,设计了一种大前置角拦截攻击时间控制导引律(ITCG)。针对固定目标和非机动运动目标,在弹目接近速度为负的情况下也能保证准确命中,实现了任意初始前置角下的指定时间到达,拓宽了导弹的制导初始条件,并给出了严格的理论证明。不同初始条件下的仿真结果验证了导引律的有效性。 相似文献
707.
为提高太阳能帆板驱动系统(SADS)的角位置控制性能和抑制太阳能帆板的柔性振动,提出了一种自适应滑模控制(ASMC)与输入成形技术相结合的控制策略。该控制策略通过自适应滑模控制保证了系统在不确定性影响下的一致有界性和渐进一致有界性,从而提高了太阳能帆板驱动系统的角位置控制性能。同时,通过基于参考模型的输入成形器(IS)规划了指令轨迹,进而抑制了太阳能帆板的柔性振动。仿真结果表明了控制策略的有效性。 相似文献
708.
针对卫星编队飞行相对位置控制问题,提出了一种有限时间控制方法.首先,建立了编队卫星相对运动的非线性动力学方程.其次,设计了有限时间快速收敛的滑模面,提出了一种有限时间控制方法,该方法能保证闭环控制系统的全局稳定性和快速收敛性,并给出了理论证明.最后,将提出的方法应用于卫星编队飞行维持控制.仿真结果表明该方法在收敛时间和控制精度方面均优于传统线性滑模控制和终端滑模控制. 相似文献
709.
考虑到自动驾驶仪的动态延迟问题和攻击角度约束问题,根据寻的导弹拦截逃逸机动目标设计了一种新的无抖振的滑模制导律。首先,对视线角进行三次微分可得到制导系统的状态方程;其次,根据制导系统状态方程设计滑模算法,通过选取满阶终端滑模(TSM)滑动流形避免了TSM的奇异问题,在控制输入的导数项中引入切换函数项进行扰动补偿,有效消除了控制器中的抖振现象;最后,将提出的控制算法应用到制导律的设计中,保证了视线角在有限时间内收敛到期望值。通过与现存的有限时间制导律对比,本文设计的制导律不仅能够补偿自动驾驶仪的动态延迟而且能够有效消除控制器中的抖振现象。数字仿真验证了所提出的控制算法在制导律设计中的有效性。 相似文献
710.
针对终端角度约束、状态约束和控制受限问题,在三维空间内,提出一种固定时间收敛的导弹制导控制一体化设计方法。构建了带终端角度约束的制导控制系统三通道全耦合设计模型,采用固定时间收敛的滑模干扰观测器对一体化设计模型中的未知干扰进行估计和补偿。基于固定时间稳定性理论、终端滑模控制和反演控制方法等对制导控制系统进行一体化设计,并采用二阶指令滤波器对系统状态及控制指令进行约束。对所提方法的固定时间收敛特性进行证明,并给出具体的收敛时间表达式。通过导弹六自由度仿真,验证了所提方法的有效性和优越性。 相似文献