共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
现代航天器的控制面临着挠性附件对本体姿态的耦合作用,本文将帆板挠性结构对本体姿态的影响增广进系统方程.将挠性航天器非线性状态方程表示为T-S模型.运用PDC(并行分配补偿)控制方法设计控制器,其思路是:首先采用极点配置设计局部反馈控制器,然后选用具有最大隶属度函数的局部控制器作为全局控制器,通过设计补偿控制器保证了闭环系统的稳定性.数值仿真结果表明该模糊控制器是行之有效的. 相似文献
2.
现代航天器的控制面临着挠性附件对本体姿态的耦合作用。本文将帆板挠性结构对本体姿态的影响增广进系统方程。将挠性航天器非线性状态方程表示为T-S模型。运用PDC(并行分配补偿)控制方法设计控制器,其思路是:首先采用极点配置设计局部反馈控制器,然后选用具有最大隶属度函数的局部控制器作为全局控制器,通过设计补偿控制器保证了闭环系统的稳定性。数值仿真结果表明该模糊控制器是行之有效的。 相似文献
3.
4.
采用一套基于旋转群代数的表示姿态误差的新方法,并采用非线性系统的反馈精确线化理论,用基于旋转群代数缩减四元数表征的姿态误差,以缩减四元数描述所得的系统姿态动力学方程为基础,将挠性振动部分做为零动态子系统处理,构造了能够实现精确的线性姿态误差动态特性的挠性飞行器大角度三维姿态机动非线性解耦控制律,并得到了仿真验证。 相似文献
5.
6.
7.
8.
针对一类带有挠性的吸气式高超声速飞行器设计具有传感器容错能力的控制器。飞行器机体的刚性模态和挠性模态之间的强耦合作用不仅仅会直接影响到气动力和气动力矩,而且还会造成传感器的测量误差,尤其是给攻角测量带来加性扰动的影响,这给基于状态反馈控制器的设计带来了极大挑战。因此,为了解决这个问题,引入了比例积分型状态观测器,利用系统的输入和受干扰的输出重构出原系统的状态,然后利用重构的状态设计保性能控制器,在稳定该高超声速飞行器模型的同时,也使得给定的二次性能指标达到其最小的上界。本文的主要贡献在于成功地改进了传统意义上的状态反馈方法,并消除了因为挠性模态影响造成的传感器测量误差所带来的影响,这在实际工程中具有重要的意义。文章最后给出的仿真结果显示出了比例积分型状态观测器具有较好的动态性能,以及保性能控制器出色地完成了该模型高度和速度通道对指令信号的跟踪任务。 相似文献
9.
运载火箭自适应增广抗扰减载控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对运载火箭上升过程中大干扰和不确定性影响将导致姿态跟踪误差大,以及弹性振动等附加动力学影响明显的问题,设计了自适应增广抗扰减载控制系统,以实现运载火箭姿态的精确控制。首先建立了运载火箭纵向运动模型和弹性振动模型,然后以标称PID(Proportion Integration Differentiation)控制和自适应增广控制(Adaptive Augmenting Control,AAC)为基础,设计干扰补偿回路和主动减载回路减小内外扰动、弹性振动和风载荷影响;最后在风干扰、参数不确定性和弹性振动影响下进行仿真分析。仿真结果表明,与传统PID控制相比,本文设计的自适应增广抗扰减载控制系统能够适应复杂环境的影响,可提高控制精度和稳定性,具有较强的工程应用价值。 相似文献
10.
研究了时间最优姿态机动的控制器参数优化设计问题。基于一类采用拟欧拉角和绝对角速度为反馈信号的姿态机动控制模型,以其控制器参数为优化变量,机动时间为优化指标,建立了时间最优的姿态机动控制器参数优化模型。采用一类全局收敛的连续模拟退火算法完成了控制器参数的优化设计。仿真结果表明:(1)控制器参数优化可以有效地缩减姿态机动时间,经过优化的控制器参数减少了16.5%的机动时间;(2)模拟退火算法保证了控制器参数优化的全局最优性;(3)机动时间的减小是以增大最大控制力矩为代价的。 相似文献
11.
《导弹与航天运载技术》2019,(5)
由于动能拦截弹的机载发射能显著提升作战灵活性与机动能力,但更大的飞行包络、不确定性更强的发射状态给拦截弹姿态控制器设计与上升段设计带来了很大的挑战。因此提出了一种自适应姿态控制器设计方法与一种上升段自适应设计方法。首先在合理假设的基础上建立了拦截弹助推上升段的非线性数学模型。针对拦截弹飞行包络大的特点,基于扩张状态观测器(Extended State Observe,ESO)设计自适应姿态控制器,并仿真验证其在不同工作点下的性能。之后以约束下的快速爬升为目的,提出一种基于实时反馈的机载动能拦截弹上升段自适应设计方法。仿真结果表明:自适应指令在线生成方法能实现不同的初始状态下的快速爬升,有较强的抗干扰能力,具有一定的工程应用价值。 相似文献
12.
为实现四旋翼飞行器姿态的稳定控制,针对该系统的非线性、易受外界干扰和参数摄动影响等问题,提
出一种鲁棒自适应控制方法。首先通过分析四旋翼飞行器的工作原理,建立了动力学模型;其次在线性化飞行器模
型的基础上,设计了基于最优二次型鲁棒伺服控制方法的姿态控制器;然后应用模型参考自适应控制方法设计了自
适应补偿器消除系统不确定性的影响;最后对加入了鲁棒自适应控制的飞行器进行仿真。仿真结果表明:该控制器
具有稳定精确的指令跟踪性能和强鲁棒性,能够在复杂环境下实现稳定良好的姿态控制。 相似文献
13.
14.
《导弹与航天运载技术》2020,(3)
针对刚体运载火箭助推飞行段的姿态控制问题,提出了一种基于干扰观测器的自适应滑模控制方法。首先,根据姿态动力学模型建立了面向姿态控制的通用模型。其次,针对通用模型中参数不确定性和外界干扰,设计了干扰观测器实时观测后补偿到自适应滑模控制器中,并结合Lyapunov稳定性理论分析了控制器的稳定性。最后,对比传统的PD控制器,在模拟大气环境中进行了姿态控制系统仿真。仿真结果表明,该方法与传统控制方法相比,控制精度和鲁棒性显著提高。 相似文献
15.
利用自抗扰控制技术,设计了一种对未知目标机动具有较强鲁棒性的制导律。运用扩张状态观测器对系统非线性部分、通道间耦合项以及目标机动加速度的总和进行估计,并实时给予动态补偿,实现了动态反馈线性化和解耦控制,然后设计了非线性反馈控制器。仿真结果表明,该制导律能有效抑制视线角速度的波动,保证导弹命中目标。 相似文献
16.
针对传统自适应故障估计观测器难于处理存在未知扰动的不确定性系统和无法准确和快速估计时变故障等问题,提出了一种新型的基于自适应故障估计观测器的容错控制系统设计方法。该方法构造增广误差系统,利用线性矩阵不等式(LMI)表述的多目标约束算法,有效抑制了干扰对系统设计的影响,并基于系统状态和故障的实时估计信息,设计了状态反馈容错控制器,使得系统在出现故障时仍可确保稳定性。最后通过仿真实验验证了该算法对时变故障估计的准确性、快速性及故障模式下系统的稳定性。 相似文献
17.
针对高速飞行器无动力再入过程中具有强耦合、气动参数摄动及不确定性的非线性姿态模型,设计了高速飞行器MIMO-ESO自抗扰姿态控制器。考虑各通道间的耦合影响,结合自抗扰控制中的扩张状态观测器及非线性状态误差反馈律,将不确定性、耦合及参数摄动等干扰作为“总和干扰”,利用扩张状态观测器进行估计并动态反馈补偿,再利用非线性状态误差反馈律抑制补偿残差。仿真结果表明,MIMO-ESO自抗扰控制器能够克服干扰及气动参数大范围摄动的影响,在获取良好的动态品质和跟踪性能的同时,具有较强的鲁棒性,克服了实际工程中难以建立精确被控模型并获取参数摄动范围的困难,具有工程应用价值。 相似文献
18.
19.
20.
《制导与引信》2019,(3)
针对强机动、磁干扰环境中姿态解算精度不高的问题,结合目前航姿系统小型化、低成本的工程应用要求,提出了一种新型姿态解算算法。该方案利用自适应卡尔曼滤波对传感器测量值进行预处理,利用梯度下降法完成对处理后测量值的姿态解算与姿态融合,使航姿系统具有了抗机动性扰动能力。同时,本课题对传统卡尔曼滤波模型进行了简化,减小了算法运算量,提升了该方案的工程实用性。为验证算法的可行性,本课题基于提出的解算算法对航姿系统进行了实物实现,并设计了机动性实验对该航姿系统进行了机动测试。实验结果表明,载体在磁干扰较强的环境下进行强机动运动时,与低成本MEMS-AHRS系统的主流算法(互补滤波姿态解算法)相比,本课题设计的航姿系统能输出更加准确的姿态结果。 相似文献