CN102929151A - 一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行姿态控制方法 - Google Patents
一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行姿态控制方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明涉及一种基于指数时变二阶滑模的飞行器再入段姿态控制方法,属于飞行器控制技术领域。本发明以面对称无动力飞行器模型为对象,对飞行器仿射非线性***进行反馈线性化,研究其再入大气层时的姿态控制问题。该飞行器仅靠气动舵面来提供操纵力和操纵力矩,通过设计控制律给出舵面偏转角信号[δeδaδr]T,实现对制导环给出的姿态指令Ωc=[αcβcμc]T的有效跟踪,能够保证姿态角跟踪误差的渐进收敛,且对于再入过程中的环境剧烈变化、气动参数不确定及外部扰动等具有强鲁棒性。同时,本方法中的控制律仅存在切换函数的积分消了滑模面的到达阶段,使控制量为连续的信号,有效减弱了抖振,并具有更好的控制精度。
Description
技术领域
本发明涉及一种基于指数时变二阶滑模的飞行器再入段姿态控制方法,属于飞行器控制技术领域。
背景技术
飞行器无动力高速再入飞行过程中,马赫数、高度变化剧烈,飞行环境复杂多变,高低空气动力特性的巨大差异,通道间的耦合作用非常严重,表现出强烈的多变量耦合和非线性,而且飞行过程中往往又会受到各种事先无法完全预知的扰动和不确定。因此,通道非线性解耦方法和非线性鲁棒控制方法是再入飞行器姿态控制***设计的关键。
滑模控制是实现***鲁棒控制的一种有效方法,对参数不确定性和外部扰动具有良好的鲁棒性,且具有快速的动态响应能力,然而,滑模控制的鲁棒性能是当***状态到达滑模面(滑动段)之后才能保证的,在***状态的趋近运动阶段(到达段),控制律不具有鲁棒性,***状态对外部扰动及参数不确定性较敏感。Bartoszewicz提出了一种时变滑模控制律,通过引入时变的滑模面,使***状态从一开始就在滑模面上,避免了常规滑模控制的趋近运动,保证了***的全局鲁棒特性。
抖振现象是滑模控制滑动段存在的固有缺陷,时变滑模面虽然取消了到达段,但是抖振现象依然存在,并且由于不存在到达段,引入了全局抖振问题。抖振现象可能造成***硬件部分的损坏或导致***的不稳定,严重限制了它在实际中的发展与应用,针对滑模控制的抖振问题,目前比较典型的是边界层法,即采用连续的函数(饱和函数或sigmoid函数等)来替代产生切换控制动作的符号函数或者不连续的控制量,但边界层的引入使得滑模面无法收敛至0,而是被保持在一个较小的范围内,降低了控制精度。降低抖振的另一种方法是使用扰动观测器,通过在控制量中引入对扰动的准确估计,降低切换增益的值,进而减小抖振。然而,由于需要额外设计观测器,这种方法实施较为繁琐。高阶滑模能够有效地降低抖振现象,且能够保证更高的控制精度和良好的鲁棒性,二阶滑模方法设计控制器保证滑模面及其导数收敛,它不仅能保证***的鲁棒性,而且使得控制量在滑模面趋近于零时收敛于一个连续的信号,能够有效减弱抖振。且这种方法无需额外的观测器,实现简单。然而,与普通滑模类似的,现有的二阶滑模方法也无法保证在滑模到达段***的鲁棒性。
发明内容
本发明的目的是为解决存在参数不确定性和外部干扰的再入飞行器抖振问题,提出一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行器姿态控制方法。
本发明以面对称无动力飞行器模型为对象,研究其再入大气层时的姿态控制问题。该飞行器仅靠气动舵面来提供操纵力和操纵力矩,姿态控制***的设计目标是:通过设计舵面偏转角[δeδaδr]T,实现对制导环给出的姿态指令Ωc=[αcβcμc]T的有效跟踪,并且对于再入过程中的环境剧烈变化、气动参数不确定以及外部扰动等具有强鲁棒性。
本发明方法具体包括以下步骤:
步骤1:建立再入飞行器的仿射非线性模型。
由于飞行器的旋转运动比位移运动快得多,忽略飞行器的位移运动在旋转运动方程中的作用;忽略地球自转角速度;再入过程采用BTT控制,侧滑角维持在零值附近,则sinβ≈0,tanβ≈0,cosβ≈1。
再入飞行器姿态运动方程描述为:
式中,α,β,μ分别为攻角,侧滑角和倾侧角,ωx,ωy,ωz分别为滚转、偏航和俯仰角速度;Ixx,Iyy,Izz,Ixy分别为机体坐标系下关于x,y,z轴的转动惯量和惯量积,令飞行器关于x-o-y平面对称,则Ixz=Iyz=0;Mx,My,Mz分别为机体坐标系下的气动力矩:
CMx=CMx,(Ma,α)+CMx,β+CMx,δeδe+CMx,δaδa+CMx,δrδr
CMy=CMy,(Ma,α)+CMy,β+CMy,δeδe+CMy,δaδa+CMy,δrδr (2)
CMx=CMz,(Ma,α)+CMz,β+CMz,δeδe+CMz,δaδa+CMz,δrδr
δe,δa,δr分别为升降舵、副翼和方向舵;Ma为马赫数;CMx,(Ma,α),CMy,(Ma,α),CMz,(Ma,α)是不同的马赫数、攻角下的零舵偏基本力矩系数,CMx,β,CMy,β,CMz,β为零舵偏情况下侧滑角引起的气力矩系数增量,CMx,δe,CMy,δe,CMz,δe为升降舵引起的相对基本状态的力矩系数增量,CMx,δa,CMy,δa,CMz,δa为副翼引起的相对基本状态的力矩系数增量,CMx,δr,CMy,δr,CMz,δr为方向舵引起的相对基本状态的力矩系数增量。
将再入飞行器姿态运动学和动力学非线性方程(1)写成多输入多输出仿射非线性***形式:
Ω=h(x)
式中,x=[αβμωxωyωz]T是状态向量,Ω=[αβμ]T是***输出变量,u=[MxMyMz]T是气动力矩。h(x)=[h1(x)h2(x)h3(x)]T=[αβμ]T,f(x)=[f1(x)…f6(x)]T,g(x)=[g1(x)...g3(x)]T,f1(x)...f6(x),g1(x)...g3(x)的表达式如下:
步骤2:对步骤1得到的飞行器仿射非线性***进行反馈线性化。
将反馈线性化理论应用到飞行器的仿射非线性模型中,并考虑飞行器再入过程中存在参数不确定性及外部扰动等,将***转化为如下形式:
式中,U=[MxMyMz]T,v=Fnom+EnomU为引入的间接控制量。
Fnom,Enom是不考虑参数不确定性及外部扰动时,对***进行反馈线性化得到的标称***矩阵:
式中L为李导数的符号。
***的综合扰动为:
Δd=ΔF+ΔEU=[Δd1Δd2Δd3]T(4)
假设综合扰动的导数有界:
经过反馈线性化,实现输入/输出解耦,飞行器姿态控制***被解耦为三个子***,由式(3),α、β、μ三个子***分别表示为:
步骤3:对α、β、μ子***分别设计指数时变二阶滑模控制器。
对α子***,设计姿态控制器的目标为设计v1,使得输出攻角α跟踪制导***给出的αc值,对β、μ子***,设计姿态控制器的目标分别为设计v2,v3,使得β、μ分别跟踪βc、μc。具体步骤如下:
步骤3.1,设计α子***滑模面。
设计α子***的指数时变二阶滑模面J(t)为:
J(t)=σ(t)+χ(t)(6)
步骤3.2,设计α子***的控制器。
在α子***的指数时变二阶滑模面基础上,设计α子***控制律:
v1=ueq1+usw1
usw1=-k2∫sign[J(t)]
其中sign()为符号函数:
参数
步骤3.3,采用步骤3.1,步骤3.2的方法对β,μ子***设计滑模面及控制律,得到控制量v2,v3:
v2=ueq2+usw2
usw2=-k2∫sign[J2(t)]
v3=ueq3+usw3
usw3=-k2∫sign[J3(t)]
其中J3(t)对应的误差变量为其求取方法与步骤3.1相同。
步骤4:根据步骤3的子***控制量v1,v2,v3进行控制分配,得到舵偏角指令δ=[δe,δa,δr]。
求取控制力矩:U=Enom -1(v-Fnom);其中v=[v1,v2,v3]T。
计算舵偏角指令:
其中
步骤5:将步骤4得到的舵偏角指令[δe,δa,δr]输入再入飞行器的舵机伺服***,使再入飞行器的舵面按照步骤4给出的指令[δe,δa,δr]偏转。
在飞行器飞行过程中,重复步骤2-5,从而完成对飞行器姿态的实时控制。
有益效果
本发明结合再入飞行器的特点,对飞行器模型进行线性化处理,分析了模型不确定性。在对再入飞行器动态方程进行反馈线性化解耦的基础上,提出了一种指数时变二阶滑模姿态控制方法,能够保证姿态角跟踪误差的渐进收敛;取消了滑模面的到达阶段,有效地解决了常规滑模控制到达段不具鲁棒性的问题,实现了***的全局鲁棒。同时,本方法中的控制律仅存在切换函数的积分信号,使控制量为连续的信号,有效减弱了抖振,并具有更好的控制精度。
附图说明
图1为本发明的指数时变二阶滑模姿态控制方法的流程图;
图2为本发明的飞行器姿态控制***结构图;
图3为具体实施方式中标称情况下攻角跟踪误差;
图4为具体实施方式中标称情况下侧滑角跟踪误差;
图5为具体实施方式中标称情况下倾侧角跟踪误差;
图6为具体实施方式中标称情况下舵面响应曲线;其中(a)为采用指数时变二阶滑模控制器时的舵面偏角曲线,(b)为采用普通滑模控制器时的舵面偏角曲线;
图7为具体实施方式中存在不确定性时的攻角跟踪误差;
图8为具体实施方式中存在不确定性时的侧滑角跟踪误差;
图9为具体实施方式中存在不确定性时的倾侧角跟踪误差;
图10为具体实施方式中存在不确定性时的舵面响应曲线;其中(a)为采用指数时变二阶滑模控制器时的舵面偏角曲线,(b)为采用普通滑模控制器时的舵面偏角曲线。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点,下面结合附图和实施例加以进一步说明。
对再入飞行器姿态控制***进行反馈线性化后,***被解耦为3个独立的子***,如式(5)所示。针对α、β、μ子***分别设计控制器。下面以α子***为例,分析本发明的姿态控制方法的全局鲁棒性以及误差的收敛特性。
设计滑模面如式(6)所示,如果控制律为:
v1=ueq1+usw1
usw1=-k2∫sign[J(t)]
其中参数k2满足:
首先,证明***的全局鲁棒性。
由式(6)得到
由于 因此
代入(9)可得
进行状态转换,令z1=J(t),z2=-k2∫sign[J(t)]+k3σ(t)+Δd1,则***可转化为:
令 由于k2>0,k1>0,A为Hurwitz矩阵。
选择二次型lyapunov函数
V=ζTPζ(12)
其中P为待定的对称正定矩阵, V是连续正定函数,除了{z=0},V处处可微,当z∈R2\{0},可求得ζ的导数:
对V求导可得
令 C=A+N
则
当 C是Hurwitz的,所以,对于任意正定对称矩阵Q,一定存在正定对称矩阵P满足lyapunov方程:
CTP+PC=-Q (14)
因为P,Q为正定矩阵,所以有
其中λmin(P),λmax(P)分别为P的最小和最大特征值,λmin(Q),λmax(Q)分别为Q的最小和最大特征值。
下面证明***误差的渐进收敛特性。
当
由上述分析过程可以看出,对于存在不确定性的再入飞行器姿态控制***,设计的滑模面J(t)及其导数一直维持在0,是全局二阶滑模面,保证了***的全局鲁棒性。对于β、μ子***可以采用同样的方法进行分析。
另外,由控制量的表达式可以看出,控制量中不直接出现滑模面的切换项,而是通过切换项积分的引入,使得控制量为连续信号,有效减弱了抖振。
本实施例通过在再入飞行器姿态控制仿真平台上进行实验,以验证本发明提出的指数时变二阶滑模控制器具有良好的性能。根据实施方案中的设计步骤,在飞行器姿态控制仿真平台上根据设计的指数时变二阶滑模姿态控制方法搭建姿态控制***如图2所示。在本实施例中,飞行器姿态角初始状态如下:攻角初值α=2°,侧滑角初值β=2°,速度倾侧角μ=0°,给定常值姿态角跟踪目标αd=4°,βd=0°,μd=20°。
为了进行比较,设计普通滑模面
以及普通滑模控制律
其中,sat[σ(t)]为饱和函数
引入饱和函数是为了通过引入边界层的方法减弱抖振。调节控制器参数k4,k5使得普通滑模方法的控制性能与本发明提出的控制方法具有相同的响应时间,通过仿真试验选择边界层厚度h为0.1,此时控制量平滑无抖振,若选择边界层更小,虽然跟踪误差会更小,但是控制量会出现抖振现象。
图3-图5给出了标称情况下,指数时变二阶滑模与普通滑模方法的控制结果。图6给出了指数时变滑模与普通滑模控制下的舵面偏角值。由仿真结果可以看出,与引入边界层的普通滑模相比,本发明的指数时变二阶滑模具有更高的控制精度。
考虑飞行器飞行条件大范围变化,存在气动参数摄动等不确定性,因此对于飞行器的姿态控制问题,考虑存在参数摄动和外部扰动的情况,假设气动系数存在20%的不确定性,力矩系数存在40%的不确定性,且p,q,r通道分别受到1.0×105cos(/2)N·m,1.0×105cos(/2)N·m,以及2.0×10cos(/2)N·m的力矩干扰。图7-图9给出了存在上述扰动时的姿态角跟踪曲线,图10给出了存在扰动时舵面偏角曲线。根据本发明方法设计的控制器可以很好地抑制***模型的参数不确定性以及外部干扰组成的复合干扰,具有更好的鲁棒性,而普通滑模由于引入了边界层,导致了精度和鲁棒性下降。
Claims (2)
1.一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行姿态控制方法,其特征在于:包括以下步骤:
步骤1:建立再入飞行器的仿射非线性模型;
再入飞行器姿态运动方程为:
式中,α,β,μ分别为攻角,侧滑角和倾侧角,ωx,ωy,ωz分别为滚转、偏航和俯仰角速度;Ixx,Iyy,Izz,Ixy分别为机体坐标系下关于x,y,z轴的转动惯量和惯量积,令飞行器关于x-o-y平面对称,则Ixz=Iyz=0;Mx,My,Mz分别为机体坐标系下的气动力矩:
CMx=CMx,(Ma,α)+CMx,β+CMx,δeδe+CMx,δaδa+CMx,δrδr
CMy=CMy,(Ma,α)+CMy,β+CMy,δeδe+CMy,δaδa+CMy,δrδr (2)
CMz=CMz,(Ma,α)+CMz,β+CMz,δeδe+CMz,δaδa+CMz,δrδr
δe,δa,δr分别为升降舵、副翼和方向舵;Ma为马赫数;CMx,(Ma,α),CMy,(Ma,α),CMz,(Ma,α)是不同的马赫数、攻角下的零舵偏基本力矩系数,CMx,β,CMy,β,CMz,β为零舵偏情况下侧滑角引起的气力矩系数增量,CMx,δe,CMy,δe,CMz,δe为升降舵引起的相对基本状态的力矩系数增量,CMx,δa,CMy,δa,CMz,δa为副翼引起的相对基本状态的力矩系数增量,CMx,δr,CMy,δr,CMz,δr为方向舵引起的相对基本状态的力矩系数增量;
将再入飞行器姿态运动方程转换为多输入多输出仿射非线性***形式:
Ω=h(x)
式中,x=[αβμωxωyωz]T是状态向量,Ω=[αβμ]T是***输出变量,u=[MxMyMz]T是气动力矩;h(x)=[h1(x)h2(x)h3(x)]T=[αβμ]T,f(x)=[f1(x)…f5(x)]T,g(x)=[g1(x)...g3(x)]T;
步骤2:对步骤1得到的飞行器仿射非线性***进行反馈线性化;
将***转化为包含参数不确定性及外部扰动的形式:
式中,U=[MxMyMz]T,v=Fnom+EnomU为引入的间接控制量;
式中L为李导数的符号;
***的综合扰动为:
Δd=ΔF+ΔEU=[Δd1Δd2Δd3]T (4)
且
经过反馈线性化,实现输入/输出解耦,飞行器姿态控制***被解耦为三个子***,α、β、μ三个子***分别表示为:
步骤3:对α、β、μ子***分别设计指数时变二阶滑模控制器;
对α子***,设计姿态控制器的目标为设计v1,使得输出攻角α跟踪制导***给出的αc值,对β、μ子***,设计姿态控制器的目标分别为设计v2,v3,使得β、μ分别跟踪βc、μc;
步骤4:根据步骤3的子***控制量v1,v2,v3进行控制分配,得到舵偏角指令δ=[δe,δa,δr];
求取控制力矩:U=Enom -1(v-Fnom);其中v=[v1,v2,v3]T;
计算舵偏角指令:
其中
步骤5:将步骤4得到的舵偏角指令[δe,δa,δr]输入再入飞行器的舵机伺服***,使再入飞行器的舵面按照步骤4给出的指令[δe,δa,δr]偏转;
在飞行器飞行过程中,重复步骤2-5,从而完成对飞行器姿态的实时控制。
2.根据权利要求1所述的一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行姿态控制方法,其特征在于:所述步骤3的具体步骤为:
步骤3.1,设计α子***滑模面;
设计α子***的指数时变二阶滑模面J(t)为:
J(t)=σ(t)+χ(t) (6)
步骤3.2,设计α子***的控制器;
在α子***的指数时变二阶滑模面基础上,设计α子***控制律:
v1=ueq1+usw1
usw1=-k2∫sign[J(t)]
其中sign()为符号函数:
参数
步骤3.3,采用步骤3.1,步骤3.2的方法对β,μ子***设计滑模面及控制律,得到控制量v2,v3:
v2=ueq2+usw2
usw2=-k2∫sign[J2(t)]
其中J2(t)对应的误差变量为其求取方法与步骤3.1相同;
v2=ueq3+usw3
usw3=-k2∫sign[J3(t)]
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Cited By (31)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103197551A (zh) * | 2013-03-12 | 2013-07-10 | 南京航空航天大学 | 一种单旋翼无人飞行器的单向滑模控制方法 |
CN103439975A (zh) * | 2013-09-09 | 2013-12-11 | 北京理工大学 | 一种分布式指数时变滑模姿态协同跟踪控制方法 |
CN103587680A (zh) * | 2013-10-16 | 2014-02-19 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种飞行器侧滑转弯控制方法 |
CN103838237A (zh) * | 2014-03-19 | 2014-06-04 | 湖北蔚蓝国际航空学校有限公司 | 一种高超声速飞行器运动控制设计方法 |
CN103853157A (zh) * | 2014-03-19 | 2014-06-11 | 湖北蔚蓝国际航空学校有限公司 | 一种基于自适应滑模的飞行器姿态控制方法 |
CN104182273A (zh) * | 2014-09-05 | 2014-12-03 | 武汉大学 | 一种单机无穷大仿射非线性***最优控制方法 |
CN104634182A (zh) * | 2014-12-16 | 2015-05-20 | 北京控制工程研究所 | 一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法 |
CN104914736A (zh) * | 2015-05-07 | 2015-09-16 | 南京航空航天大学 | 一种高超声速飞行器通用仿真模型的构建方法 |
CN104950671A (zh) * | 2015-06-10 | 2015-09-30 | 北京理工大学 | 基于自适应模糊的再入飞行器pid型滑模姿态控制方法 |
CN105138001A (zh) * | 2015-09-10 | 2015-12-09 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种四旋翼飞行器姿态控制方法 |
CN105242676A (zh) * | 2015-07-15 | 2016-01-13 | 北京理工大学 | 一种有限时间收敛时变滑模姿态控制方法 |
CN105607473A (zh) * | 2015-11-20 | 2016-05-25 | 天津大学 | 小型无人直升机的姿态误差快速收敛自适应控制方法 |
CN106248082A (zh) * | 2016-09-13 | 2016-12-21 | 北京理工大学 | 一种飞行器自主导航***及导航方法 |
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CN106370059A (zh) * | 2016-08-26 | 2017-02-01 | 方洋旺 | 一种随机快速光滑二阶滑模末制导方法 |
CN106970530A (zh) * | 2017-04-28 | 2017-07-21 | 西北工业大学 | 空间非合作目标自主视线交会的无模型预设性能控制方法 |
CN107577851A (zh) * | 2017-08-09 | 2018-01-12 | 上海工程技术大学 | 一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法 |
CN108153323A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-06-12 | 北京航空航天大学 | 一种高空无人飞行器高精度再入制导方法 |
CN108241380A (zh) * | 2018-01-24 | 2018-07-03 | 北京航空航天大学 | 高速无人飞行器的控制方法、装置和高速无人飞行器 |
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CN109557814A (zh) * | 2018-12-04 | 2019-04-02 | 四川航天***工程研究所 | 一种有限时间积分滑模末制导律 |
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CN113110028A (zh) * | 2021-04-14 | 2021-07-13 | 福州大学 | 一种飞行环境模拟控制***的环境信号处理方法 |
CN113485127A (zh) * | 2021-08-24 | 2021-10-08 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种提高光电测量设备对动态目标跟踪性能的方法 |
CN114485543A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-05-13 | 南昌航空大学 | 一种基于立体视觉的飞机舵面角测量方法 |
CN115016291A (zh) * | 2022-07-13 | 2022-09-06 | 西北工业大学 | 一种基于风场信息的飞行器抗干扰姿态控制***和方法 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20050264449A1 (en) * | 2004-06-01 | 2005-12-01 | Strickland Peter C | Dielectric-resonator array antenna system |
CN101286071A (zh) * | 2008-04-24 | 2008-10-15 | 北京航空航天大学 | 基于微粒群优化和遗传算法的多无人机三维编队重构方法 |
WO2010048611A1 (en) * | 2008-10-24 | 2010-04-29 | The Gray Insurance Company | Control and systems for autonomously driven vehicles |
CN101937233A (zh) * | 2010-08-10 | 2011-01-05 | 南京航空航天大学 | 近空间高超声速飞行器非线性自适应控制方法 |
CN102460319A (zh) * | 2009-04-15 | 2012-05-16 | 空中客车运营有限公司 | 用于确定飞行器的局部加速度、动力学载荷分布和空气动力学数据的***和方法 |
CN102707723A (zh) * | 2012-05-31 | 2012-10-03 | 西北工业大学 | 基于飞行器常规模型的横航向控制器区域设计方法 |
-
2012
- 2012-11-14 CN CN201210457819.1A patent/CN102929151B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20050264449A1 (en) * | 2004-06-01 | 2005-12-01 | Strickland Peter C | Dielectric-resonator array antenna system |
CN101286071A (zh) * | 2008-04-24 | 2008-10-15 | 北京航空航天大学 | 基于微粒群优化和遗传算法的多无人机三维编队重构方法 |
WO2010048611A1 (en) * | 2008-10-24 | 2010-04-29 | The Gray Insurance Company | Control and systems for autonomously driven vehicles |
CN102460319A (zh) * | 2009-04-15 | 2012-05-16 | 空中客车运营有限公司 | 用于确定飞行器的局部加速度、动力学载荷分布和空气动力学数据的***和方法 |
CN101937233A (zh) * | 2010-08-10 | 2011-01-05 | 南京航空航天大学 | 近空间高超声速飞行器非线性自适应控制方法 |
CN102707723A (zh) * | 2012-05-31 | 2012-10-03 | 西北工业大学 | 基于飞行器常规模型的横航向控制器区域设计方法 |
Cited By (50)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN103197551A (zh) * | 2013-03-12 | 2013-07-10 | 南京航空航天大学 | 一种单旋翼无人飞行器的单向滑模控制方法 |
CN103197551B (zh) * | 2013-03-12 | 2016-01-20 | 南京航空航天大学 | 一种单旋翼无人飞行器的单向滑模控制方法 |
CN103439975A (zh) * | 2013-09-09 | 2013-12-11 | 北京理工大学 | 一种分布式指数时变滑模姿态协同跟踪控制方法 |
CN103439975B (zh) * | 2013-09-09 | 2016-04-06 | 北京理工大学 | 一种分布式指数时变滑模姿态协同跟踪控制方法 |
CN103587680B (zh) * | 2013-10-16 | 2015-12-23 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种飞行器侧滑转弯控制方法 |
CN103587680A (zh) * | 2013-10-16 | 2014-02-19 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种飞行器侧滑转弯控制方法 |
CN103853157A (zh) * | 2014-03-19 | 2014-06-11 | 湖北蔚蓝国际航空学校有限公司 | 一种基于自适应滑模的飞行器姿态控制方法 |
CN103838237A (zh) * | 2014-03-19 | 2014-06-04 | 湖北蔚蓝国际航空学校有限公司 | 一种高超声速飞行器运动控制设计方法 |
CN104182273A (zh) * | 2014-09-05 | 2014-12-03 | 武汉大学 | 一种单机无穷大仿射非线性***最优控制方法 |
CN104182273B (zh) * | 2014-09-05 | 2017-08-08 | 武汉大学 | 一种单机无穷大仿射非线性***最优控制方法 |
CN104634182A (zh) * | 2014-12-16 | 2015-05-20 | 北京控制工程研究所 | 一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法 |
CN104634182B (zh) * | 2014-12-16 | 2016-02-10 | 北京控制工程研究所 | 一种跳跃式再入标准弹道在线修正的跟踪制导方法 |
CN104914736A (zh) * | 2015-05-07 | 2015-09-16 | 南京航空航天大学 | 一种高超声速飞行器通用仿真模型的构建方法 |
CN104950671A (zh) * | 2015-06-10 | 2015-09-30 | 北京理工大学 | 基于自适应模糊的再入飞行器pid型滑模姿态控制方法 |
CN105242676A (zh) * | 2015-07-15 | 2016-01-13 | 北京理工大学 | 一种有限时间收敛时变滑模姿态控制方法 |
CN105242676B (zh) * | 2015-07-15 | 2018-05-25 | 北京理工大学 | 一种有限时间收敛时变滑模姿态控制方法 |
CN105138001A (zh) * | 2015-09-10 | 2015-12-09 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种四旋翼飞行器姿态控制方法 |
CN105138001B (zh) * | 2015-09-10 | 2017-08-25 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种四旋翼飞行器姿态控制方法 |
CN105607473B (zh) * | 2015-11-20 | 2018-05-01 | 天津大学 | 小型无人直升机的姿态误差快速收敛自适应控制方法 |
CN105607473A (zh) * | 2015-11-20 | 2016-05-25 | 天津大学 | 小型无人直升机的姿态误差快速收敛自适应控制方法 |
CN106370059A (zh) * | 2016-08-26 | 2017-02-01 | 方洋旺 | 一种随机快速光滑二阶滑模末制导方法 |
CN106248082B (zh) * | 2016-09-13 | 2019-06-04 | 北京理工大学 | 一种飞行器自主导航***及导航方法 |
CN106248082A (zh) * | 2016-09-13 | 2016-12-21 | 北京理工大学 | 一种飞行器自主导航***及导航方法 |
CN106354009A (zh) * | 2016-09-20 | 2017-01-25 | 江苏理工学院 | 一种飞翼飞行器舵机执行器组合控制分配方法 |
CN106970530A (zh) * | 2017-04-28 | 2017-07-21 | 西北工业大学 | 空间非合作目标自主视线交会的无模型预设性能控制方法 |
CN106970530B (zh) * | 2017-04-28 | 2020-02-21 | 西北工业大学 | 空间非合作目标自主视线交会的无模型预设性能控制方法 |
CN107577851A (zh) * | 2017-08-09 | 2018-01-12 | 上海工程技术大学 | 一种基于加速度功率谱密度的抖振特效建模方法 |
CN108153323A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-06-12 | 北京航空航天大学 | 一种高空无人飞行器高精度再入制导方法 |
CN108241380A (zh) * | 2018-01-24 | 2018-07-03 | 北京航空航天大学 | 高速无人飞行器的控制方法、装置和高速无人飞行器 |
CN109445448A (zh) * | 2018-10-31 | 2019-03-08 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器 |
CN109445448B (zh) * | 2018-10-31 | 2021-08-17 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器 |
CN109557814B (zh) * | 2018-12-04 | 2021-08-20 | 四川航天***工程研究所 | 一种有限时间积分滑模末制导律 |
CN109557814A (zh) * | 2018-12-04 | 2019-04-02 | 四川航天***工程研究所 | 一种有限时间积分滑模末制导律 |
CN109782795A (zh) * | 2018-12-29 | 2019-05-21 | 南京航空航天大学 | 一种利用耦合的面对称高超声速飞行器横侧向控制方法及控制*** |
CN109557817A (zh) * | 2019-01-07 | 2019-04-02 | 东北大学 | 一种改进的全局滑模控制方法 |
CN109557817B (zh) * | 2019-01-07 | 2021-11-16 | 东北大学 | 一种改进的全局滑模控制方法 |
CN110109473A (zh) * | 2019-04-29 | 2019-08-09 | 北京理工大学 | 可应用于旋转飞行器的非线性滚转稳定控制***及方法 |
CN110347170A (zh) * | 2019-06-19 | 2019-10-18 | 南京航空航天大学 | 可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导***及工作方法 |
CN110347170B (zh) * | 2019-06-19 | 2021-06-22 | 南京航空航天大学 | 可重复使用运载器再入段鲁棒容错制导控制***及工作方法 |
CN112433473A (zh) * | 2019-08-26 | 2021-03-02 | 北京理工大学 | 考虑旋转飞行器耦合问题的鲁棒解耦控制***及控制方法 |
CN112433532A (zh) * | 2019-08-26 | 2021-03-02 | 北京理工大学 | 考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及其解耦控制方法 |
CN112433532B (zh) * | 2019-08-26 | 2022-06-21 | 北京理工大学 | 考虑二阶舵机动力学的解耦自驾仪及其解耦控制方法 |
CN113110028A (zh) * | 2021-04-14 | 2021-07-13 | 福州大学 | 一种飞行环境模拟控制***的环境信号处理方法 |
CN113110028B (zh) * | 2021-04-14 | 2022-06-21 | 福州大学 | 一种飞行环境模拟控制***的环境信号处理方法 |
CN113485127A (zh) * | 2021-08-24 | 2021-10-08 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种提高光电测量设备对动态目标跟踪性能的方法 |
CN113485127B (zh) * | 2021-08-24 | 2022-05-31 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 一种提高光电测量设备对动态目标跟踪性能的方法 |
CN114485543A (zh) * | 2021-12-23 | 2022-05-13 | 南昌航空大学 | 一种基于立体视觉的飞机舵面角测量方法 |
CN114485543B (zh) * | 2021-12-23 | 2023-05-05 | 南昌航空大学 | 一种基于立体视觉的飞机舵面角测量方法 |
CN115016291A (zh) * | 2022-07-13 | 2022-09-06 | 西北工业大学 | 一种基于风场信息的飞行器抗干扰姿态控制***和方法 |
CN115016291B (zh) * | 2022-07-13 | 2023-11-10 | 西北工业大学 | 一种基于风场信息的飞行器抗干扰姿态控制***和方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN102929151B (zh) | 2016-01-20 |
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