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针对椭圆参考轨道的编队飞行控制系统,基于哈密尔顿 雅克比(Hamilton-Jacobi)方程,给出一种新的生成函数半解析近似解的计算方法,同时推导了编队飞行控制系统相对运动的线性状态转移矩阵,并且验证了模型的精度。在此基础上,结合一个具体的编队飞行任务,采用线性规划算法得到了队形保持的闭环控制器,该算法得到的是脉冲形式的控制序列,因此更具有实际意义。同时还提出了一种简单的避免生成函数奇异点的方法,从而减少了生成函数间相互转换所带来的计算量。最后的非线性仿真结果验证了控制方法的有效性。 相似文献
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就带有混合高斯测量噪声的离散时间系统 ,提出了一种简化的多模型滤波。理论分析证明该滤波方法用较少的计算量得到了与交互多模型滤波相同的估计性能。为满足应用要求 ,给出了该滤波器的数值鲁棒实现方法。一个关于仅有方位测量的制导例子验证了该滤波算法的有效性。 相似文献
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针对捷联惯导系统中利用角速率拟合角增量进行圆锥误差补偿精度下降和实时性变差的问题,提出了一种直接利用陀螺的角速率输出进行圆锥误差补偿的算法,利用角速率的叉乘项来拟合圆锥误差补偿项,并推导了四子样圆锥误差补偿算法的具体表达形式,并从本质上阐述了圆锥误差的存在机理。在典型圆锥运动条件下通过对所提算法的仿真并和理论解析解的做差比较,验证了所提算法的可行性和有效性。 相似文献
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主要考虑登月飞行器软着陆控制的问题。制导律和控制器的设计分两步完成。首先,利用一个微分同胚变换和一个非线性输入补偿,可以将登月飞行器的非线性动态模型转换成一个线性系统。然后利用经典最优控制理论中的由拉方程,标准最优制导律的解析解既可给出。第二步,利用日。控制理论,我们设计了一个最优反馈控制器保证了实际系统可以鲁棒渐进追踪最优标准轨道。最后通过仿真,可以看出飞行器实现了软着陆控制,着月速度小于给定值,说明方法的可行性和有效性。 相似文献
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研究了一种应用参数化控制求解月球探测器精确定点软着陆最优控制问题的方法。 首 先用约束变换技术将不等式约束进行了近似处理,而后利用若干个分段的常数去逼近最优解 ,再根据强化技术通过时间轴上的变换,将每一段参数的持续时间转变为一组新的参数,于 是最优控制问题被转化为一系列参数优化问题。最后应用经典的参数优化方法即可求得最优 控制函数的一个近似解,通过增加参数个数,重复优化得到逼近连续最优解的参数化解。同 时在优化过程中考虑了制动初始点的选取对结果的影响。仿真结果表明了所提设计方法是简 单、有效的。〖JP〗 相似文献
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针对一类增益函数存在奇异值的严反馈系统,提出了一种亚严反馈系统(sub-SFS)镇定的全驱系统(FAS)方法。首先,给出了亚严反馈系统的定义,并定义了这一类系统的可行集和奇异集。然后,揭示了亚严反馈系统可以在一定条件下通过模型变换转化为高阶的亚全驱系统,并利用全驱系统亚稳定性和亚镇定性的概念精确地描述了相应的吸引区。进一步,根据全驱系统的控制特性,可以极其容易地求得亚严反馈系统镇定的显式化控制律,得到线性定常的闭环控制系统。该方法不仅极大地降低了控制器设计的复杂性,解决了计算膨胀的问题,而且还可以利用可行性条件,有效地避免控制器奇异值问题。最后,进行了稳定性分析和案例仿真,其结果验证了本文所提控制方法的有效性。 相似文献