發(fā)布時間：2024-06-15 02:23

　　與傳統比例-積分-微分(PID)控制方法相比,滑�？刂�(SMC)方法可以比較容易地將不確定性納入控制器設計中,從而增強系統的魯棒性。探索了SMC技術在運載器主動段姿態(tài)控制中的工程應用,首先通過分析基于趨近律的SMC系統,提出了降低不連續(xù)切換項系數的需求,然后研究了基于干擾上界的SMC方法。三通道小偏差仿真結果驗證了兩種方法的控制效果,表明第2種控制器的魯棒性更好,穩(wěn)態(tài)誤差小,同時發(fā)動機噴管擺角需求較小。

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【部分圖文】：

圖1基于趨近律的理想SMC控制器仿真結果Fig.1SimulationResultoftheIdealSMCControllerBasedonReachingLawb）發(fā)動機噴管擺角

k5,1。2.3三自由度小偏差仿真SMC控制器中含有時變項123b,b,b，飛行過程中難以在線識別。因此提出如下措施：根據標準彈道事先計算得到一套微分方程系數數據，存儲至箭上計算機，飛行過程中，123b,b,b的實時數據由預裝訂數據插值得到。插值帶來的誤差視為不確定性，通過控制律....

圖2基于趨近律的降抖SMC控制器仿真結果（L0.05m）Fig.2SimulationResultoftheDitheringDepressedSMCControllerBasedonReachingLawb）發(fā)動機噴管擺角

石寶蘭等基于滑模的運載器主動段俯仰通道姿控系統設計第1期173）下偏差狀態(tài)下，初始階段發(fā)動機噴管擺角出現明顯振蕩，擺動角速度較大，最大為57（°）/s，發(fā)動機噴管擺角最大值為4.14°。b）降抖狀態(tài)仿真。為降低抖振，采用邊界層方法設計降抖SMC控制器[5]，以飽和函數sat(s)....

圖5基于干擾上界的降抖SMC控制器仿真結果（0.005m）Fig.5SimulationResultoftheDitheringDepressedSMCControllerBasedonUpperLimitofDisturbancec）發(fā)動機噴管擺角

導彈與航天運載技術2020年18干擾上界D有關，本文取為fkD，為正小量；su為改善趨近過程動態(tài)特性的分量，suks。c）滑模穩(wěn)定性證明。Lyapunov函數同樣取為2v(12)s，則有：22()sgn()()()vssffDskssffsDskssks（18）滿足滑動模態(tài)到達條....

本文編號：3994782