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相似文献
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1.
高超声速飞行器在飞行过程中超燃冲压发动机对攻角及侧滑角有较严格的要求,为实现对攻角及侧滑角的精确控制,本文采用自抗扰控制技术设计高超声速飞行器的攻角自动驾驶仪;采用扩张状态观测器对受扰对象的状态和干扰进行观测,并对状态误差采用非线性反馈,对观测的干扰进行补偿,从而实现对干扰的抑制和对指令的精确跟踪,最后仿真实验表明所设计的自动驾驶仪满足性能要求,验证了该方法的正确性。  相似文献   

2.
祝志云  杨军 《计算机仿真》2010,27(4):36-39,52
针对高超声速飞行器飞行过程中因干扰造成的飞行轨迹散布问题,提出了采用飞行器飞行轨迹的模糊控制设计方法。方法以高超声速飞行器飞行轨迹线偏差和线偏差变化率作为模糊控制器输入,采用模糊推理设计飞行控制系统。在完成高超声速飞行轨迹控制系统数学建模的基础上,结合自动驾驶仪特点对飞行轨迹模糊控制系统进行了设计。结论通过仿真表明所设计的飞行控制系统满足飞行轨迹及攻角性能要求,验证了方法的正确性。  相似文献   

3.
赵刚  邵玮  陈凯  闫杰 《系统仿真技术》2010,6(4):308-312
以一类通用高超声速飞行器纵向模型为研究对象,推导了飞行器纵向姿态运动方程。考虑受到飞行器附加攻角扰动以及气动参数不确定性的影响,对运动方程中速率变化快慢不同的攻角和俯仰速率分别引入精确线性化动态逆反馈,并利用神经网络对系统逆反馈误差进行补偿,有效地抑制了模型参数摄动,实现了对攻角指令的精确跟踪。将设计的控制器对高超声速非线性模型进行系统闭环仿真,仿真结果说明所设计的姿态控制器具有抗参数摄动的性能,能够满足高超声速飞行器复杂飞行条件下的姿态控制要求,具有较强的鲁棒性。  相似文献   

4.
针对高超声速飞行器在无动力再入过程中具有复杂非线性、控制通道间强耦合及气动参数不确定性,增加了控制器设计的困难.通过构造连续光滑扩张状态观测器及自抗扰解耦控制技术,设计了高超声速飞行器自抗扰姿态控制器.采用构造qin函数实现了连续光滑扩展状态观测器的设计,可避免自抗扰控制器应用过程中的高频颤振现象.通过自抗扰解耦控制技术设计了姿态角及姿态角速度联合控制器,无需基于奇异摄动理论分为内外环控制,解决了设计飞行器内外环控制器时需忽略内环对外环的耦合影响问题,并且解决了难于获取精确的飞行器被控模型及精确的气动参数、摄动界限等问题.仿真结果表明了改进方法的有效性.  相似文献   

5.
针对高超声速飞行器姿态控制问题,设计了具有鲁棒特性的自动驾驶仪;针对带有耦合特性的面对称外形高超声速飞行器的动力学模型,在存在气动参数摄动的情形下,基于数值有界不确定性描述形式,利用鲁棒控制理论和线性矩阵不等式(LMl)求解方法,设计了三通道鲁棒的自动驾驶仪控制器;最后仿真结果表明,所设计的三通道自动驾驶仪使得高超声速飞行器获得理想的动态性能和稳态品质,并对气动参数和通道间的耦合不确定性具有较强的鲁棒性.  相似文献   

6.
研究飞行器优化姿态控制问题,高超声速飞行器具有的快时变、非线性、强耦合特性给姿态控制系统设计带来一定难度.针对飞行器的特性分析,将姿态动力学模型分解为姿态角与角速度跟踪的内、外两回路,采用动态逆方法设计了双回路控制系统结构,从而在实现完全解耦的同时有效降低了设计难度.同时针对动态逆方法过于依赖精确数学模型的局限性,设计PID神经网络控制器,利用神经网络的无限逼近能力调整自身网络权重矩阵参数值,使控制器对不确定因素与未知干扰具有一定的自适应能力.在标称和拉偏情况下进行仿真,结果表明,控制姿态角的跟踪超调量可在1.5%以内,侧滑角的耦合量不足1度,满足对飞行器控制优化的要求.  相似文献   

7.
闫斌斌  闫杰 《计算机测量与控制》2012,20(5):1307-1309,1314
由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极为不准确的;设计了一种自抗扰控制器(ADRC),分别设计了速度回路和高度回路的自抗扰控制器;仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地跟踪飞行器的高度和速度指令。  相似文献   

8.
研究飞行器与冲压发动机耦合干扰效率优化问题,由于吸气式高超声速飞行器机身与冲压发动机之间存在高度耦合,针对耦合效应不可避免对飞行器稳定性产生影响,为提高控制系统性能,提出飞行器机身与发动机之间的耦合干扰效应问题展开深入研究.在高超声速飞行器各部件无粘气动特性的基础上,采用尾气羽流分析模型研究机身与冲压发动机耦合干扰效应,并基于飞行器几何参数化模型进行仿真.结果表明分析模型能较精确地快速反应机身与冲压发动机之间耦合干扰效应,为吸气式高超声速飞行器机身/发动机一体化设计和控制系统优化设计及其动力学特性研究分析提供依据.  相似文献   

9.
针对高超声速飞行器非线性和易受干扰影响的特点,提出了带有扩张状态干扰观测器的连续滑模控制方法.在对飞行器非线性模型做线性化处理的基础上,设计了一种连续时间滑模控制器.该控制器在对不确定性和未知动态保持鲁棒性的基础上,消除了传统滑模中存在的抖振现象.对系统中存在的外加干扰,设计了扩张状态干扰观测器.将外加干扰作为系统的一个状态变量被估计出来,再将估计值用作滑模控制器的补偿量,进而达到消除外干扰的目的.在高超声速飞行器巡航飞行状态的基础上进行了仿真.仿真结果表明,所提出的方案能够满足控制要求.  相似文献   

10.
以一类通用高超声速飞行器的非线性纵向模型为研究对象,对其线性化后,应用LQR理论设计了一种多输人多输出的最优控制器.通过引入比例积分滤波器(PIF),有效地抑制模型参数变化所引起的扰动,实现飞行器对速度和高度变化指令精确跟踪.将所设计控制器应用于具有不确定参数的高超声速飞行器扰动模型,通过仿真对控制器的鲁棒性进行评估.仿真结果表明,尽管存在参数不确定性,所设计控制器能够满足高超声速飞行器在复杂飞行条件下的控制要求,具有较强的鲁棒性.  相似文献   

11.
研究了在机载火控系统的自动化检测系统中迎侧角信号参数模拟的方法,通过分析参数模拟信号的特点,采用虚拟信号源产生二元变量电压信号,实现对迎、侧角信号的参数模拟。其应用对于提高参数模拟的通用性和检测的自动化程度具有重要的意义。  相似文献   

12.
介绍了嵌入式大气数据传感系统及其数学模型和校正过程.研究了该系统的BP网络校正算法;提出了以BP网络为基础的迎角、侧滑角和形压系数的校正算法,并对该算法应用MATLAB软件进行了验证;该校正算法采用BP网络,分别以当地迎角、当地侧滑角和马赫数作为BP网络的输入.以真实迎角、真实侧滑角和形压系数作为输出,通过对BP网络进行训练,从而得到系统的校正算法;计算结果表明,该算法在精度、可靠性和实时性等方面可以满足系统的设计要求;在精度上,由于BP网络对非线性函数的无限逼近特性,可以用更少的参数实现同样的数据精度,易于实现。  相似文献   

13.
对于一些高性能飞行器(如飞翼布局飞行器),仅采用安装在机头表面的测压孔的FADS系统方案.某些情况下不一定能够给出较为准确的飞行姿态数据;针对飞翼布局飞行平台对高精度迎角、侧滑角的依赖性.给出了一种采用安装于机头表面的测压孔和机翼前缘的测压孔相结合的FADS系统方案,推导了其空气动力学模型,并用BP神经网络拟合出了迎角和侧滑角的修正曲线,结果表明该方案能够满足系统精度的要求。  相似文献   

14.
对飞行器大气数据进行估计是获取飞行状态的重要一环,是实现飞行器控制和稳定飞行的基础。通过研究嵌入式大气数据传感(FADS)系统,提出了基于容积卡尔曼滤波的惯性测量元件(IMU)数据和FADS数据融合算法。该算法对飞行器运动状态建立高阶滤波模型,使用容积点加权求和逼近的方法估计非线性运动模型,滤波输出值经处理后得到马赫数、攻角、侧滑角等大气数据。经仿真实验,算法计算的大气数据较为准确,马赫数误差小于0.01,攻角和侧滑角的误差小于0.1°。  相似文献   

15.
车辆质心侧偏角是描述车辆侧向运动状态的重要参量之一,其估计的精度直接影响车辆的安全控制,传统的质心侧偏角估计方法不能满足非结构道路环境下的智能汽车质心侧偏角估计的要求。通过建立3自由度智能汽车动力学模型,采用CarSim和MATLAB构建智能汽车整车参数化模型;基于扩展kalman滤波(EKF)算法,设计非结构道路环境下的状态观测器对智能汽车质心侧偏角进行估计。在高、低附着系数路面双移线工况和蛇形工况下,对状态观测器的估计效果进行联合仿真验证。仿真结果表明:该方法能较精确地估计出非结构道路环境下智能汽车的质心侧偏角。  相似文献   

16.
This paper presents a disturbance observer based control strategy for four wheel steering systems in order to improve vehicle handling stability. By combination of feedforward control and feedback control, the front and rear wheel steering angles are controlled simultaneously to follow both the desired sideslip angle and the yaw rate of the reference vehicle model. A nonlinear three degree-of-freedom four wheel steering vehicle model containing lateral, yaw and roll motions is built up, which also takes the dynamic effects of crosswind into consideration. The disturbance observer based control method is provided to cope with ignored nonlinear dynamics and to handle exogenous disturbances. Finally, a simulation experiment is carried out, which shows that the proposed four wheel steering vehicle can guarantee handling stability and present strong robustness against external disturbances.   相似文献   

17.
大飞机的研制对风洞流场马赫数精度提出了更高的要求,带有姿态角补偿的模型预测控制器有效地提高了马赫数的精度。然而,由于很难准确获取所有吹风工况的姿态角补偿模型,导致部分新工况控制效果不佳,影响了马赫数的精度。因此,提出一种基于迭代学习的获取姿态角补偿模型的方法。在已有的姿态角补偿模型基础上,根据实际的吹风试验数据,对姿态角补偿模型进行修正。经过多次吹风结果逐步提高补偿模型的精度,提升变姿态角过程中流场控制器抵抗扰动的能力,达到提高马赫数精度的目的。  相似文献   

18.
航空布撒器动力学具有非线性、强耦合、大参变的特点.针对动力学模型耦合和气动系数不确定性,给出了倾斜转弯自动驾驶仪的三通道独立设计方法.首先,采用混合灵敏度理论设计俯仰和滚转通道自动驾驶仪,以保证弹体在大空域范围内有较好的指令响应特性和稳定性.针对快速滚转引起的耦合,在偏航通道中引入攻角和滚转角速率信息,实现滚转/偏航运动解耦,抑制侧滑角.全弹道仿真表明,该方法设计的驾驶仪能适应大范围的气动参数变化,具有很好的鲁棒性,并能有效地实现倾斜转弯控制的好r forl coordinated law for yaw channel is givenaft Using .  相似文献   

19.
This paper presents a finite-time sideslip differentiator-based line-of-sight (LOS) guidance method for robust path following of snake robots. Firstly, finite-time stable sideslip differentiator and adaptive LOS guidance method are proposed to counteract sideslip drift caused by cross-track velocity. The proposed differentiator can accurately observe the cross-track error and sideslip angle for snake robots to avoid errors caused by calculating sideslip angle approximately. In our method, the designed piecewise auxiliary function guarantees the finite-time stability of position errors. Secondly, for the case of external disturbances and state constraints, a Barrier Lyapunov function-based backstepping adaptive path following controller is presented to improve the robot’s robustness. The uniform ultimate boundedness of the closed-loop system is proved by analyzing stability. Additionally, a gait frequency adjustment-based virtual velocity control input is derived to achieve the exponential convergence of the tangential velocity. At last, the availability and superiority of this work are shown through simulation and experiment results.   相似文献   

20.
飞翼无人机着陆过程中的抗侧风控制研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
飞翼布局无人机的无尾布局给横侧向的稳定与控制带来困难,尤其是下降阶段有侧风时的航迹控制.带侧滑保持航向和带偏流保持航向是常用的两种抗侧风策略,为解决稳定性控制,研究了两种策略的优缺点,并针对两种控制策略分别设计了横航向抗侧风控制器.结合飞翼布局无人机的特点,在着陆过程中的不同阶段选择不同的抗侧风策略,在进场和下滑初始阶段采用带偏流保持航向方式,在下滑到一定高度时转为带侧滑保持航向的控制策略.仿真结果表明,选择的控制策略以及设计的控制器合理、可行,满足飞翼无人机着陆阶段的抗侧风要求.  相似文献   

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