垂直起降可重復(fù)使用火箭返回飛行時受到復(fù)雜擾動和強(qiáng)不確定性影響,其姿態(tài)系統(tǒng)呈現(xiàn)出強(qiáng)非線性和高動態(tài)的特點.為克服擾動影響實現(xiàn)對姿態(tài)角指令的快速高精度跟蹤,提出了一種基于雙冪次固定時間收斂滑模面和固定時間收斂擾動觀測器的快速高精度姿態(tài)跟蹤控制器.對于返回飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)中的有界匹配擾動,為避免觀測器的調(diào)節(jié)過程影響控制系統(tǒng)的性能,在控制器的設(shè)計中引入了固定時間收斂擾動觀測器,從而實現(xiàn)了對擾動的快速高精度估計;為實現(xiàn)姿態(tài)跟蹤控制器的固定時間收斂,給出了基于雙冪次修正項的一種雙冪次固定時間收斂滑模面;基于觀測器輸出和雙冪次固定時間收斂滑模面設(shè)計了快速姿態(tài)跟蹤控制器,通過引入固定時間收斂擾動觀測器的輸出以補(bǔ)償擾動影響,從而在允許的精度損失下去除不連續(xù)控制項以抑制滑模抖振.最后通過返回飛行大氣層內(nèi)氣動減速段的數(shù)值仿真驗證了觀測器和基于固定時間收斂擾動觀測器的固定時間收斂滑模跟蹤控制器的性能. 

【文章來源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報. 2020,52(04)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：10 頁

【部分圖文】：

典型垂直起降火箭飛行剖面

δx=(δ1+δ2+δ3+δ4)/4.因此建立VTVL-RLV一子級返回飛行動力學(xué)模型,其中式(1)為發(fā)射坐標(biāo)系下質(zhì)心動力學(xué)方程,式(2)為箭體坐標(biāo)系下繞質(zhì)心動力學(xué)方程,各坐標(biāo)系和坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換關(guān)系詳見文獻(xiàn)[19].

在實際應(yīng)用中,由于制導(dǎo)律并不輸出指令加速度,因此控制律中滑模面和控制律中 x 1 =z 1 - x ^ 1 , x 2 = z 2 - x ^ 2 , h ? =z 3 - x ^ 3 ,其中z1,z2,z3分別為觀測器的一階、二階和三階輸出值, x ^ 1 , x ^ 2 , x ^ 3 分別為跟蹤微分器的一階、二階和三階輸出值.因此,本文設(shè)計的基于固定時間收斂擾動觀測器(FxTDOB)的雙冪次固定時間收斂滑模控制系統(tǒng)(FxTDOB-DPFxTSMC)的結(jié)構(gòu)如圖3所示.3 仿真分析

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
[1]液體多模態(tài)晃動柔性航天器姿態(tài)機(jī)動復(fù)合控制研究[D]. 宋曉娟.北京理工大學(xué) 2015

碩士論文
[1]火箭起飛段姿態(tài)系統(tǒng)的滑模變結(jié)構(gòu)控制[D]. 孫慧杰.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 2013



本文編號：3142953