搜索结果: 1-12 共查到“航空、航天科学技术 有限时间”相关记录12条 . 查询时间(0.141 秒)
变体飞行器有限时间切换H∞跟踪控制
变体飞行器 切换线性变参数 有限时间有界 H∞跟踪控制 模态依赖平均驻留时间
2017/7/11
针对变体飞行器变形过程中的跟踪控制问题，基于切换线性变参数控制理论建立了变体飞行器模型。为了抑制变形过程中控制器切换和不确定性的影响，保证闭环系统有限时间有界同时满足指定的H∞性能指标，基于模态依赖平均驻留时间方法和多Lyapunov函数方法，提出一种切换有限时间H∞跟踪控制器的设计方法，并分析了系统的有限时间鲁棒稳定性，通过求解线性矩阵不等式得到控制器存在的充分条件。仿真结果表明，所提方法能够使...
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...
零控脱靶量有限时间收敛制导律
零控脱靶量 自动驾驶仪 有限时间收敛 制导律
2014/10/10
针对高速机动目标的拦截问题，研究了一种考虑导弹自动驾驶仪动态特性的零控脱靶量有限时间收敛制导律。对导弹-目标三维相对运动几何关系进行解耦，并考虑导弹的自动驾驶仪动态特性，推导了一种新型三维零控脱靶量模型；在此基础上，基于自适应滑模控制理论和有限时间稳定性理论，选取俯仰平面和偏航平面的零控脱靶量为滑模面，设计了零控脱靶量有限时间收敛三维自适应滑模制导律；对该制导律的稳定性和有限时间收敛特性进行了分析...
基于一致性算法，在有向通讯拓扑下，研究存在状态约束的多航天器系统分布式有限时间姿态协同跟踪控制问题。在仅有部分跟随航天器可以获取领航航天器状态，并且跟随航天器之间存在不完全信息交互的情形下，设计了分布式快速终端滑模面，提出了不依赖于模型的分布式有限时间姿态协同跟踪控制律。根据有限时间Lyapunov稳定性定理，证明了系统的状态在有限时间内收敛于领航航天器状态的小邻域内。最后通过仿真算例验证了所提出...
无阻力双星串行编队相对位置有限时间控制
无阻力卫星 有限时间 相对位置 自适应控制
2014/8/7
研究无阻力卫星构成的双星串行编队相对位置的有限时间控制问题。首先，选取两颗卫星位置连线中点为参考坐标系原点，考虑J2摄动项，建立了双星相对位置的动力学模型。与传统的主从式卫星编队模型中假设主星为理想运动不同，本文的建模方法同时考虑了两颗卫星受到扰动的情况。而后，为使无阻力卫星编队相对位置快速达到期望状态，采用自适应参数更新律和加幂积分技术设计控制律，实现了闭环系统的实际有限时间稳定。最后，通过数...
变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律
变论域 模糊自适应滑模 有限时间收敛 制导律
2014/7/10
针对拦截高速机动目标的需求，研究了一种变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律。推导了导弹-目标空间拦截模型，设计了三维滑模制导律；根据有限时间收敛制导律专家的经验，采用模糊自适应控制方法对滑模制导律的非切换项进行逼近，并设计了有限时间收敛模糊控制规则；提出了一种新型变论域伸缩因子，设计了基于新型伸缩因子的变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律。仿真结果表明，所设计的制导律能够使导弹准确命中目标，并...
变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律
变论域 模糊自适应滑模 有限时间收敛 制导律
2014/7/10
针对拦截高速机动目标的需求，研究了一种变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律。推导了导弹-目标空间拦截模型，设计了三维滑模制导律；根据有限时间收敛制导律专家的经验，采用模糊自适应控制方法对滑模制导律的非切换项进行逼近，并设计了有限时间收敛模糊控制规则；提出了一种新型变论域伸缩因子，设计了基于新型伸缩因子的变论域模糊自适应滑模有限时间收敛制导律。仿真结果表明，所设计的制导律能够使导弹准确命中目标，并...
针对反作用飞轮安装存在偏差的过驱动航天器姿态跟踪问题, 提出一种有限时间姿态补偿控制策略. 通过设计自适应滑模控制器保证实现对不确定性转动惯量与外部干扰的鲁棒控制, 同时实现对飞轮安装偏差的补偿控制, 并应用Lyapunov 稳定性理论证明了该控制器能够在有限时间内实现姿态跟踪控制. 最后, 将该控制器应用于某型航天器的姿态跟踪控制, 仿真结果验证了所提出方法的有效性.
研究在角速度不可测时航天器的有限时间姿态控制问题。基于有限时间控制技术,提出了由修正Rodrigues参数进行姿态描述的航天器输出反馈姿态控制算法。首先设计了单个航天器的输出反馈姿态控制器,在没有角速度反馈时也能够保证航天器姿态在有限时间内调节到期望姿态。之后,设计了无需绝对角速度和相对角速度信息的多航天器分布式输出反馈姿态控制器。使用Lyapunov理论和图论,对闭环系统全局有限时间稳定性进行了...
在末制导过程中，为了取得较高的命中精度，制导律必须使视线(LOS)角速率较快收敛。为了提高制导律的性能，在假设未知不确定时变项有界的前提下，对带有双闭环滤波器的变结构制导律进行了研究。提出的变结构制导律能够使视线角速率及其一阶导数在有限时间内收敛至滑动模态域内，得到更加精确的等效控制并有效克服干扰的影响。通过引入高阶滑动模态，对有关定理进行了重新证明，简化了证明过程，加强了定理的结论，弱化了定理成...
基于有限时间广义H2范数的直接侧向力启控时间分析
直接侧向力 启控时间 有限时间广义H2范数 复合控制 零效脱靶量
2010/3/30
采用直接侧向力与气动力复合控制技术可以显著改善导弹末制导系统性能，而确定直 接侧向力启控时间是复合控制技术的关键问题。首先给出了复合控制导弹末制导系统的数学 描述，然后基于有限时间广义H2范数，分析了直接侧向力启控时间与零效脱靶量、 目标机动、导引头量测噪声的内在关系，最后根据零效脱靶量随启控剩余时间的变化情况， 指出存在一个启控剩余时间临界值，可以为直接侧向力启控时间的确定提供重要依据。