搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 滑模控制”相关记录29条 . 查询时间(0.15 秒)
基于非线性干扰观测器的飞机全电刹车系统滑模控制设计
飞机防滑刹车系统 终端滑模控制 非线性干扰观测器 反馈线性化
2021/11/18
飞机防滑刹车具有典型的强非线性、强耦合和参数时变等特点,并且跑道环境的干扰容易对飞机的地面滑跑性能造成不利影响.本文提出了一种基于非线性干扰观测器的飞机全电防滑刹车系统滑模控制设计方法.首先,考虑了实际刹车不确定性干扰条件下的防滑刹车动力学建模问题,通过对高阶非线性刹车系统进行反馈线性化处理,简化了基于严格反馈的模型.其次,基于对主轮打滑原因的深入分析,设计了非线性干扰观测器对干扰进行在线估计,并...
基于动态滑模控制的挠性航天器姿态控制
挠性航天器 姿态镇定 动态滑模
2019/3/15
本文采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律. 首先, 建立了挠性航天器的数学模型. 其中, 挠性航天器的运动学方程采用姿态四元数描述. 然后, 通过引入动态切换函数, 设计挠性航天器的动态滑模姿态控制律. 该控制律能对滑模姿态控制律中由符号函数项引起的抖振进行抑制. 采用Lyapunov方法证明了所设计的动态滑模姿态 控制律能使闭环航天器姿态系统稳定. 最后, 通过数值仿真例子验证了...
针对重装空投过程的飞机运动系统，考虑气动数据的测量和计算误差等不确定性，提出了带有自适应函数近似的反步滑模控制方法。首先将系统的复杂非线性不确定性分解为不确定参数向量和已知非线性矩阵，降低了控制器的设计难度，在此基础上，设计自适应算法近似不确定参数向量，并将自适应结果补偿到反步滑模控制器中，解决了滑模切换增益的选取依赖于系统不确定性边界的问题。理论分析表明，该方法能够保证飞机速度和俯仰角的跟踪误差...
航天器避障交会有限时间滑模控制
安全交会 避障 有限时间滑模 人工势函数
2016/5/30
针对航天器安全交会过程中的避障问题，提出一种基于有限时间滑模变结构控制与人工势函数相结合的控制方法。首先，对斥力势进行修正使得势函数在期望状态的值为零。其次，基于速度偏差和引力梯度设计滑模面，并考虑障碍物的速度设计控制律。利用Lyapunov稳定性定理分析证明在存在外部干扰情况下，系统能够在有限时间内收敛到期望状态并保持渐近稳定。最后，利用数值仿真来验证所设计的控制律的正确性和有效性。仿真结果表明...
针对绳系卫星轨道转移控制问题，给出绳系卫星在轨机动模型并将面内运动处理为典型的欠驱动形式；为实现对面内摆角的跟踪控制，定义滑模面并建立积分链系统，设计一种新型高阶滑模系绳张力控制律，得到无抖振控制量，这种控制律在保证高精度跟踪的前提下，有效避免了控制抖振现象；关于滑模面的高阶滑模运动建立后，在平衡点对闭环系统线性化，根据劳斯判据，闭环系统在平衡点是局部渐近稳定的。最后，通过仿真分析，验证了所提出控...
针对地面兴趣点不沿星下点轨迹的动态非沿轨迹成像问题，设计一种结合扩展状态观测器的非奇异快速终端滑模控制器。首先根据非沿轨迹成像模型的需求推导卫星姿态参考轨迹。其次，根据由误差四元数描述的跟踪误差运动模型设计了非奇异快速终端滑模控制律。考虑到干扰抑制，引入了扩展状态观测器来观测系统的总扰动，从而降低滑模控制律中的切换增益，削弱系统抖振。然后再用模糊自适应系统对切换项进行在线逼近，柔化控制信号，进一步...
针对运载火箭全向发射后，系统通道间存在交连耦合问题，提出了基于解耦的变结构自适应滑模控制方法。首先建立了运载火箭全向发射姿态动力学模型；其次推导了一种工程上实用的姿态角预补偿解耦控制方法，并重点分析了残余耦合对姿控系统的影响；最后针对解耦后系统的残余耦合和火箭结构干扰，提出了变结构自适应滑模控制方法。利用Lyapunov稳定性理论，证明了控制系统的全局渐近稳定性。仿真校验了本文提出的控制方法能够实...
基于ESO的复合滑模面非奇异terminal滑模控制
terminal滑模 收敛时间 抖振 复合滑模面 扩张状态观测器
2013/11/11
针对传统非奇异terminal滑模控制存在的收敛缓慢和控制输入抖振的问题, 提出采用复合滑模面函数和扩张状态观测器的控制器设计方法. 首先, 结合复合滑模面, 采用分阶段控制律提高系统收敛速度; 然后, 在此基础上使用扩张状态观测器在线估计并补偿系统的不确定量, 以有效削弱系统未建模动力学导致的抖振; 最后, 分别证明了以上两种方法的有限时间收敛特性. 仿真结果验证了所提出方法的有效性, 体现了系...
以高超声速飞行器为研究对象，针对俯冲段精确制导及机动突防问题，基于反馈线性化与滑模控制研究了机动突防滑模跟踪制导方法。首先设计纵向俯冲及侧向机动弹道，其次利用反馈线性化将非线性运动方程转化为线性方程，基于该线性方程利用滑模控制对已设计的弹道进行跟踪，最终将线性跟踪制导律转换到非线性系统中获得非线性滑模跟踪制导律，该制导律完全基于飞行器当前运动状态，所需的相对运动信息大大减少。CAV-H飞行器制导实...
以高超声速飞行器为研究对象，针对俯冲段精确制导及机动突防问题，基于反馈线性化与滑模控制研究了机动突防滑模跟踪制导方法。首先设计纵向俯冲及侧向机动弹道，其次利用反馈线性化将非线性运动方程转化为线性方程，基于该线性方程利用滑模控制对已设计的弹道进行跟踪，最终将线性跟踪制导律转换到非线性系统中获得非线性滑模跟踪制导律，该制导律完全基于飞行器当前运动状态，所需的相对运动信息大大减少。CAV-H飞行器制导实...
遥控制导系统的准连续高阶滑模控制器一体化设计
遥控制导 一体化设计 准连续滑模控制器
2013/5/30
针对三点法导引的遥控制导系统纵向通道进行准连续高阶滑模控制器一体化设计。采用理想准连续高阶滑模控制器，构造高阶微分器对滑模面的高阶微分进行估计，实现整个控制器设计。利用更高阶次的滑模控制来规避由于高频切换控制引起的振抖效应，将其隐藏于控制计算中，而不作用于执行机构。控制计算的过程中只需确认模型是有界的，利用该界限值即可进行其切换控制设计。该设计方法对不确定模型很有效，尤其是对于参数变化范围较大的非...
针对微重力、动框架等多源扰动下磁悬浮控制力矩陀螺磁轴承转子系统的强非线性、参数摄动及未建模动态等问题，开展控制力矩陀螺的磁轴承转子鲁棒控制研究。建立了磁轴承转子轴向通道动力学模型与电磁力工作点线性化模型，分析了系统参数摄动及未建模动态，并在此基础上提出了一种非线性系统指数趋近积分滑模控制方法，设计了含有电流及位移的积分滑模平面，采用指数趋近律与饱和函数抑制抖振实现到达阶段滑模控制律。实验结果表明：...
针对基于领弹—从弹法导弹协同攻击编队队形控制问题，采用自适应滑模控制理论设计了编队控制器。首先通过基于微分几何理论的仿射非线性系统精确线性化方法将导弹非线性运动模型线性化，并在线性化模型的基础上建立了基于导弹跟踪误差和相对速度误差的控制系统状态方程；其次在领弹的推力方向上引入速度控制项，解决领弹速度过大的情况下，从弹无法准确跟踪的问题；最后采用自适应滑模控制方法设计了控制量受限情况下的导弹三维非线...
采用自适应滑模控制(ASMC)技术进行姿态跟踪系统设计时,切换增益的整定不需要外部干扰及惯量阵不确定性的上界信息。但现有自适应滑模控制方法存在过度适应问题,产生的切换增益远大于控制所需值。为解决该问题,在自适应滑模控制框架内开展了刚体航天器姿态跟踪控制研究。首先对切换增益自适应机制进行分析,揭示了造成过度适应问题的原因。然后利用积分滑模控制的全局滑模特点,消除了初始跟踪误差对自适应过程的影响,提出...