基于滑模的运载器主动段俯仰通道姿控系统设计

发布时间：2024-06-15 02:23

　　与传统比例-积分-微分(PID)控制方法相比,滑模控制(SMC)方法可以比较容易地将不确定性纳入控制器设计中,从而增强系统的鲁棒性。探索了SMC技术在运载器主动段姿态控制中的工程应用,首先通过分析基于趋近律的SMC系统,提出了降低不连续切换项系数的需求,然后研究了基于干扰上界的SMC方法。三通道小偏差仿真结果验证了两种方法的控制效果,表明第2种控制器的鲁棒性更好,稳态误差小,同时发动机喷管摆角需求较小。

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【部分图文】：

图1基于趋近律的理想SMC控制器仿真结果Fig.1SimulationResultoftheIdealSMCControllerBasedonReachingLawb）发动机喷管摆角

k5,1。2.3三自由度小偏差仿真SMC控制器中含有时变项123b,b,b，飞行过程中难以在线识别。因此提出如下措施：根据标准弹道事先计算得到一套微分方程系数数据，存储至箭上计算机，飞行过程中，123b,b,b的实时数据由预装订数据插值得到。插值带来的误差视为不确定性，通过控制律....

图2基于趋近律的降抖SMC控制器仿真结果（L0.05m）Fig.2SimulationResultoftheDitheringDepressedSMCControllerBasedonReachingLawb）发动机喷管摆角

石宝兰等基于滑模的运载器主动段俯仰通道姿控系统设计第1期173）下偏差状态下，初始阶段发动机喷管摆角出现明显振荡，摆动角速度较大，最大为57（°）/s，发动机喷管摆角最大值为4.14°。b）降抖状态仿真。为降低抖振，采用边界层方法设计降抖SMC控制器[5]，以饱和函数sat(s)....

图5基于干扰上界的降抖SMC控制器仿真结果（0.005m）Fig.5SimulationResultoftheDitheringDepressedSMCControllerBasedonUpperLimitofDisturbancec）发动机喷管摆角

导弹与航天运载技术2020年18干扰上界D有关，本文取为fkD，为正小量；su为改善趋近过程动态特性的分量，suks。c）滑模稳定性证明。Lyapunov函数同样取为2v(12)s，则有：22()sgn()()()vssffDskssffsDskssks（18）满足滑动模态到达条....

本文编号：3994782