CN112363524A - 一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法 - Google Patents

一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法 Download PDF

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CN112363524A CN202011314570.XA CN202011314570A CN112363524A CN 112363524 A CN112363524 A CN 112363524A CN 202011314570 A CN202011314570 A CN 202011314570A CN 112363524 A CN112363524 A CN 112363524A
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Abstract

一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,包括步骤一:建立再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型;步骤二:建立固定时间收敛扰动补偿观测器,对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测;步骤三:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整。本发明所设计的新型固定时间收敛扰动补偿观测器可以保证观测误差在固定时间内快速收敛至零的领域内,且具有良好的噪声抑制能力,大大提高飞行器的抗干扰能力。

Description

一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法
技术领域
本发明涉及一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,属于制导与控制技术领域。
背景技术
随着现代科技的发展,再入飞行器的军事价值和民用价值日益凸显。再入飞行器执行任务多样,飞行环境复杂,使得再入姿态控制问题具有多变量、快时变、强耦合、强非线性以及参数不确定性等特点,大大提高了控制系统的设计难度。近年来,国内外学者对再入姿态控制问题展开了深入研究,常用的控制系统设计方法主要有自适应控制、自抗扰控制、鲁棒控制以及滑模控制等,但目前对很多关键技术以及复杂的新问题,如姿态控制系统的快速稳定性能、姿态跟踪精度以及抗扰动性能等,仍有待进一步研究和探索。
发明内容
本发明的技术解决问题:针对复杂飞行环境下的再入飞行器姿态控制问题,充分考虑模型不确定性以及各种外界扰动的影响,提出一种基于自适应增益扰动补偿的的再入飞行器姿态控制方法,提高姿态控制精度以及抗扰动能力。
本发明的技术解决方案:所述的基于自适应增益扰动补偿的的再入飞行器姿态控制方法包含如下三个步骤:
步骤一:充分考虑模型未建模动态、模型不确定性、气动参数不确定性、力矩扰动等因素,建立再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型,确保能够真实反映再入飞行特性,为控制系统设计奠定基础;
步骤二:建立一种新型的固定时间收敛扰动补偿观测器,对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测,并采用Lyapunov稳定性定理证明了观测器的稳定性及收敛性;
步骤三:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整,并采用Lyapunov稳定性定理证明了所设计控制器的稳定性及收敛性。
进一步的,再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型,具体为:
Figure BDA0002790928300000029
Figure BDA0002790928300000021
其中θ=[α,β,μ]T,α,β,μ分别表示攻角、侧滑角和倾侧角;ω=[ωxyz]T
Figure BDA0002790928300000022
为一阶导数;ωxyz表示三通道姿态角速度;B表示控制矩阵,u表示控制输入向量;d表示干扰力矩,ΔJ表示转动惯量误差矩阵;矩阵R,J,Ω表达式分别为:
Figure BDA0002790928300000023
Figure BDA0002790928300000024
Figure BDA0002790928300000025
其中,Jx,Jy,Jz分别为三通道主惯性矩,Jxy,Jxz,Jyz分别表示两通道间的惯性积。
进一步的,对再入飞行运动学和动力学模型进一步化简得到:
Figure BDA0002790928300000026
Figure BDA0002790928300000027
其中
Figure BDA0002790928300000028
代表总扰动项,其边界为未知常数,即||Δ||≤D。
进一步的,固定时间收敛扰动补偿观测器形式如下:
Figure BDA0002790928300000031
Figure BDA0002790928300000032
其中z1,z2分别是ω,Δ的观测量,
Figure BDA0002790928300000033
分别为z1,z2的导数,幂指数αi和βi的构造方式为:α∈(1-ε,1)且αi=iα-(i-1),i=1,2,β∈(1,1+ε1)且βi=iβ-(i-1),ε>0和ε1>0均为正的小量;增益κi和ki构成的矩阵满足赫尔维茨条件,这里
Figure BDA0002790928300000034
进一步的,设观测误差为e1=z1-ω,e2=z2-Δ,则固定时间收敛扰动补偿观测器的误差方程如下:
Figure BDA0002790928300000035
Figure BDA0002790928300000036
这里
Figure BDA0002790928300000037
为e1,e2的导数。
进一步的,所述步骤三:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整,具体为:
(1)对于再入飞行运动学和动力学模型,设计虚拟控制量ωc
ωc=R-1c-k1eθ)
其中增益k1为待设计参数,eθ=θ-θc为跟踪误差,θc表示期望姿态角指令;
(2)对于再入飞行运动学和动力学模型设计积分滑模控制器u如下:
u=u1+u2
其中u1用于消除已知的系统构成及外部干扰,u2用于补偿估计误差;
u1形式为
Figure BDA0002790928300000039
,B+表示控制矩阵B的伪逆矩阵;
u2形式为
Figure BDA0002790928300000038
其中u2n=-ρnB+Jeω为补偿误差的标称部分,eω为角速度跟踪误差eω=ω-ωc,ρn为待设计变量,
Figure BDA0002790928300000041
为积分滑模面,ρ(t)表示外层自适应控制增益,r(t)表示内层自适应控制增益,其形式如下:
Figure BDA0002790928300000042
Figure BDA0002790928300000043
其中sign(·)为符号函数,r0为r(t)的初值,γ是待设计参数且满足γ>0,而δ(t)具有如下形式:
Figure BDA0002790928300000044
其中
Figure BDA0002790928300000045
是等效控制的滤波输出,α、ε为待设计参数,且满足0<α<1,ε>0。
进一步的,本发明还提出一种再入飞行器姿态控制系统,包括:
动力学模型建模模块:建立再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型;
观测器建立模块:建立固定时间收敛扰动补偿观测器,对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测;
控制器设计模块:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整。
本发明与现有技术相比的优点在于:
(1)本发明所设计的新型固定时间收敛扰动补偿观测器可以保证观测误差在固定时间内快速收敛至零的领域内,且具有良好的噪声抑制能力,大大提高飞行器的抗干扰能力;
(2)本发明所提出的双层自适应增益策略,能够对控制增益进行自适应调整,一方面使其尽可能小以减小抖振,另一方面又使其足够大以保证滑模面快速收敛。另外,该方法无需增益的最大和最小允许值以及扰动及其导数的边界信息。
附图说明
图1为本发明流程图。
具体实施方式
如图1所示,本发明提出一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,包括如下步骤:
(1)再入运动学和动力学建模
再入飞行器的再入运动学和动力学建立如下:
Figure BDA0002790928300000051
其中θ=[α,β,μ]T,α,β,μ分别表示攻角、侧滑角和倾侧角;ω=[ωxyz]T,ωxyz表示三通道姿态角速度;B表示控制矩阵,u表示控制输入向量;d表示干扰力矩,ΔJ表示转动惯量误差矩阵;矩阵R,J,Ω表达式分别为:
Figure BDA0002790928300000052
Figure BDA0002790928300000053
Figure BDA0002790928300000054
其中,Jx,Jy,Jz分别为三通道主惯性矩,Jxy,Jxz,Jyz分别表示两通道间的惯性积。
对动力学模型进一步化简可得到:
Figure BDA0002790928300000055
其中
Figure BDA0002790928300000056
代表总扰动项,假设其边界为未知常数,即||Δ||≤D。
(2)建立固定时间收敛扰动补偿观测器,对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测。
新型固定时间收敛观测器形式如下:
Figure BDA0002790928300000061
其中z1,z2分别是ω,Δ的观测量,
Figure BDA0002790928300000062
分别为z1,z2的导数,幂指数αi和βi的构造方式为:α∈(1-ε,1)且αi=iα-(i-1),i=1,2,β∈(1,1+ε1)且βi=iβ-(i-1),ε>0和ε1>0均为正的小量;增益κi和ki构成的矩阵满足赫尔维茨条件,这里:
Figure BDA0002790928300000063
设定观测器观测误差e1=z1-ω,e2=z2-Δ,则固定时间收敛扰动补偿观测器的误差方程如下:
Figure BDA0002790928300000064
这里
Figure BDA0002790928300000065
为e1,e2的导数。
下面给出观测器收敛性定理:在观测误差系统(5)中,误差向量
Figure BDA0002790928300000066
在固定时间内收敛至原点,即观测器状态量
Figure BDA0002790928300000067
在固定时间收敛至[ωT ΔT]T,且收敛时间满足:
Figure BDA0002790928300000068
式中,ρ=1-α1,σ=1-β1,r=λmin(Q)/λmax(P),r1=λmin(Q1)/λmax(P1),Υ≤λmin(P1)为正数,Q和Q1均为2×2维对称正定矩阵,矩阵P和P1满足Lyapunov方程:
Figure BDA0002790928300000069
式中,A和A1已由式(5)给出。
下面给出观测器收敛性证明:
首先考虑误差方程(5)高幂次部分:
Figure BDA0002790928300000071
由于矩阵A1满足Hurwitz条件,因此系统
Figure BDA0002790928300000072
是渐近稳定的,V1=eTP1e为线性系统的Lyapunov函数。对V1关于时间进行求导,同时考虑式(7),可得:
Figure BDA0002790928300000073
系统(9)右半部分关于β是连续的,因此当β∈(1,1+ε1)且ε1>0足够小时,V1(ψ)=ψTP1ψ同样满足
Figure BDA0002790928300000074
其中
Figure BDA0002790928300000075
因此V1(ψ)是系统(9)的Lyapunov函数。需要注意的是,系统(9)右侧是齐次度为m1=β-1>0且扩张权重为si=(i-1)β-(i-2),i=1,...,n的向量场。在β足够接近1的条件下,Lyapunov函数V1(ψ)齐次度为l1=1>max(-m1,0),且
Figure BDA0002790928300000076
齐次度为l1+m1=1+m1,并具有相同的扩张权重。因此:
Figure BDA0002790928300000077
式中,c1为正数,1+m1>1。
对于线性系统
Figure BDA0002790928300000078
Rayleigh不等式以及公式(9)意味着V1(e)≤λmax(P)||e||2
Figure BDA0002790928300000079
因此可得:
Figure BDA00027909283000000710
其中δ为任意小量。考虑到式(9)关于β是连续的,则下示不等式:
Figure BDA00027909283000000711
成立。
考虑参数Υ>0且V1(ψ(t0))>Υ。计算V1(ψ)在系统(5)的全导数可知V1将减小至Υ且时间不长于
Figure BDA00027909283000000713
。因此存在:
Figure BDA00027909283000000712
进一步的,考虑低幂次系统:
Figure BDA0002790928300000081
定义
Figure BDA0002790928300000082
标量函数V(ξ)=ξTPξ。考虑公式(13),则在V1将减小至Υ时V(ξ)的值满足:
V(ξ)≤λmax(P)||ξ||2≤λmax(P) (15)
由于矩阵A满足赫尔维茨条件,线性系统
Figure BDA0002790928300000083
是渐近稳定的。因此,由Lyapunov矩阵P构成的函数V=eTPe为系统
Figure BDA0002790928300000084
的Lyapunov函数。该函数的导数满足不等式:
Figure BDA0002790928300000085
当α取值在(1-ε,1)内(ε>0且足够小),上式对于V(ξ)=ξTPξ同样成立。由于系统(14)右侧是扩张权重为ri=(i-1)α-(i-2),(i=1,...,n)、齐次度为m=α-1的齐次向量。需指出,函数V(ξ)在满足α足够接近1的条件下,向量场内齐次度为l=1>max(-m,0);
Figure BDA0002790928300000086
在向量场内齐次度为l+m=1+m>0,且扩张权重为ri,(i=1,...,n)。因此下述不等式成立:
Figure BDA0002790928300000087
式中,c为正常数,1+m<1。
对线性系统
Figure BDA0002790928300000088
由Rayleigh不等式可知,V(e)≤λmax(P)||e||2
Figure BDA0002790928300000089
因此:
Figure BDA00027909283000000810
式中,δ>0。考虑到系统(14)在由于参数α具有连续性,不等式
Figure BDA00027909283000000811
依旧成立,因此,式(17)中的常数c即为c=λmin(Q)/λmax(P)。对应的收敛时间为
Figure BDA0002790928300000091
至此,定理证明已完成。
(3)控制器设计:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整。
定义跟踪误差eθ=θ-θc,其中θc表示期望姿态角指令,结合公式(2)可得到姿态跟踪误差方程为:
Figure BDA0002790928300000092
虚拟控制量ωc设计如下:
ωc=R-1c-k1eθ) (21)
其中增益k1为待设计参数,定义角速度跟踪误差eω=ω-ωc,则角速度跟踪误差方程为:
Figure BDA0002790928300000093
设计控制器如下:
u=u1+u2 (23)
其中u1用于消除已知的系统构成及外部干扰,u2用于补偿估计误差。控制器u1设计如下:
Figure BDA0002790928300000094
其中B+表示控制矩阵B的伪逆矩阵,z2表示固定时间收敛观测器对干扰Δ的观测量,将上式代入(22)进一步得到角速度误差方程为:
Figure BDA0002790928300000095
其中
Figure BDA0002790928300000096
u2由标称部分和自适应部分构成,首先u2标称部分设计如下:
u2n=-ρnB+Jeω (26)
其中ρn是一个待设计变量,u2具体形式如下:
Figure BDA0002790928300000101
其中积分滑模面s设计为如下形式:
Figure BDA0002790928300000102
ρ(t)表示外层自适应控制增益,r(t)表示内层自适应控制增益,并保证在有限时间内
Figure BDA0002790928300000103
其形式如下:
Figure BDA0002790928300000104
其中sign(·)为符号函数,r0为r(t)的初值,γ是待设计参数且满足γ>0,且δ(t)具有如下形式:
Figure BDA0002790928300000105
其中
Figure BDA0002790928300000106
是等效控制的滤波输出,α、ε为待设计参数,且满足0<α<1,ε>0。
(4)稳定性证明
选择一个Lyapunov方程
Figure BDA0002790928300000107
其导数为:
Figure BDA0002790928300000108
再选择Lyapunov方程
Figure BDA0002790928300000109
其导数为:
Figure BDA00027909283000001010
从上式中可以看出V2是有界的,因此可以推测eθ,s∈L,此外我们可以得出:
Figure BDA0002790928300000111
对上两式进行积分可得:
Figure BDA0002790928300000112
因此我们可以得到eθ∈L2,s∈L1,又由于s∈L,因此可以推断出
Figure BDA0002790928300000113
由Barbalat引理可知,eθ,s是渐进稳定的。
至此完成了一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法设计。本发明所设计的新型固定时间收敛扰动补偿观测器可以保证观测误差在固定时间内快速收敛至零的领域内,且具有良好的噪声抑制能力,大大提高飞行器的抗干扰能力;同时,本发明所提出的双层自适应增益策略,能够对控制增益进行自适应调整,一方面使其尽可能小以减小抖振,另一方面又使其足够大以保证滑模面快速收敛。另外,该方法无需增益的最大和最小允许值以及扰动及其导数的边界信息。

Claims (10)

1.一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,其特征在于步骤如下:
步骤一:建立再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型;
步骤二:建立固定时间收敛扰动补偿观测器,对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测;
步骤三:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整。
2.根据权利要求1所述的一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,其特征在于:再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型,具体为:
Figure FDA0002790928290000011
Figure FDA0002790928290000012
其中θ=[α,β,μ]T,α,β,μ分别表示攻角、侧滑角和倾侧角;ω=[ωxyz]T
Figure FDA0002790928290000013
为一阶导数;ωxyz表示三通道姿态角速度;B表示控制矩阵,u表示控制输入向量;d表示干扰力矩,ΔJ表示转动惯量误差矩阵;矩阵R,J,Ω表达式分别为:
Figure FDA0002790928290000014
Figure FDA0002790928290000015
Figure FDA0002790928290000016
其中,Jx,Jy,Jz分别为三通道主惯性矩,Jxy,Jxz,Jyz分别表示两通道间的惯性积。
3.根据权利要求2所述的一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,其特征在于:对再入飞行运动学和动力学模型进一步化简得到:
Figure FDA0002790928290000021
Figure FDA0002790928290000022
其中
Figure FDA0002790928290000023
代表总扰动项,其边界为未知常数,即||Δ||≤D。
4.根据权利要求3所述的一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,其特征在于:固定时间收敛扰动补偿观测器形式如下:
Figure FDA0002790928290000024
Figure FDA0002790928290000025
其中z1,z2分别是ω,Δ的观测量,
Figure FDA0002790928290000026
分别为z1,z2的导数,幂指数αi和βi的构造方式为:α∈(1-ε,1)且αi=iα-(i-1),i=1,2,β∈(1,1+ε1)且βi=iβ-(i-1),ε>0和ε1>0均为正的小量;增益κi和ki构成的矩阵满足赫尔维茨条件,这里
Figure FDA0002790928290000027
5.根据权利要求4所述的一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,其特征在于:设观测误差为e1=z1-ω,e2=z2-Δ,则固定时间收敛扰动补偿观测器的误差方程如下:
Figure FDA0002790928290000028
Figure FDA0002790928290000029
这里
Figure FDA00027909282900000210
为e1,e2的导数。
6.根据权利要求5所述的一种基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法,其特征在于:所述步骤三:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整,具体为:
(1)对于再入飞行运动学和动力学模型,设计虚拟控制量ωc
ωc=R-1c-k1eθ)
其中增益k1为待设计参数,eθ=θ-θc为跟踪误差,θc表示期望姿态角指令;
(2)对于再入飞行运动学和动力学模型设计积分滑模控制器u如下:
u=u1+u2
其中u1用于消除已知的系统构成及外部干扰,u2用于补偿估计误差;
u1形式为
Figure FDA0002790928290000031
B+表示控制矩阵B的伪逆矩阵;
u2形式为
Figure FDA0002790928290000032
其中u2n=-ρnB+Jeω为补偿误差的标称部分,eω为角速度跟踪误差eω=ω-ωc,ρn为待设计变量,
Figure FDA0002790928290000033
为积分滑模面,ρ(t)表示外层自适应控制增益,r(t)表示内层自适应控制增益,其形式如下:
Figure FDA0002790928290000034
Figure FDA0002790928290000035
其中sign(·)为符号函数,r0为r(t)的初值,γ是待设计参数且满足γ>0,而δ(t)具有如下形式:
Figure FDA0002790928290000036
其中
Figure FDA0002790928290000037
是等效控制的滤波输出,α、ε为待设计参数,且满足0<α<1,ε>0。
7.一种根据权利要求1所述的基于自适应增益扰动补偿的再入飞行器姿态控制方法实现的再入飞行器姿态控制系统,其特征在于包括:
动力学模型建模模块:建立再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型;
观测器建立模块:建立固定时间收敛扰动补偿观测器,对再入飞行器的状态以及扰动项进行观测;
控制器设计模块:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整。
8.根据权利要求7所述的再入飞行器姿态控制系统,其特征在于:再入飞行器面向控制的再入飞行运动学和动力学模型,具体为:
Figure FDA0002790928290000041
Figure FDA0002790928290000042
其中θ=[α,β,μ]T,α,β,μ分别表示攻角、侧滑角和倾侧角;ω=[ωxyz]T
Figure FDA0002790928290000043
为一阶导数;ωxyz表示三通道姿态角速度;B表示控制矩阵,u表示控制输入向量;d表示干扰力矩,ΔJ表示转动惯量误差矩阵;矩阵R,J,Ω表达式分别为:
Figure FDA0002790928290000044
Figure FDA0002790928290000045
Figure FDA0002790928290000046
其中,Jx,Jy,Jz分别为三通道主惯性矩,Jxy,Jxz,Jyz分别表示两通道间的惯性积;
对再入飞行运动学和动力学模型进一步化简得到:
Figure FDA0002790928290000047
Figure FDA0002790928290000048
其中
Figure FDA0002790928290000049
代表总扰动项,其边界为未知常数,即||Δ||≤D。
9.根据权利要求8所述的再入飞行器姿态控制系统,其特征在于:固定时间收敛扰动补偿观测器形式如下:
Figure FDA0002790928290000051
Figure FDA0002790928290000052
其中z1,z2分别是ω,Δ的观测量,
Figure FDA0002790928290000053
分别为z1,z2的导数,幂指数αi和βi的构造方式为:α∈(1-ε,1)且αi=iα-(i-1),i=1,2,β∈(1,1+ε1)且βi=iβ-(i-1),ε>0和ε1>0均为正的小量;增益κi和ki构成的矩阵满足赫尔维茨条件,这里
Figure FDA0002790928290000054
设观测误差为e1=z1-ω,e2=z2-Δ,则固定时间收敛扰动补偿观测器的误差方程如下:
Figure FDA0002790928290000055
Figure FDA0002790928290000056
这里
Figure FDA0002790928290000057
为e1,e2的导数。
10.根据权利要求9所述的再入飞行器姿态控制系统,其特征在于:设计积分滑模控制器,在积分滑模控制器中引入观测器扰动观测项,同时采用双层自适应增益策略,对控制增益进行自适应调整,具体为:
(1)对于再入飞行运动学和动力学模型,设计虚拟控制量ωc
ωc=R-1c-k1eθ)
其中增益k1为待设计参数,eθ=θ-θc为跟踪误差,θc表示期望姿态角指令;
(2)对于再入飞行运动学和动力学模型设计积分滑模控制器u如下:
u=u1+u2
其中u1用于消除已知的系统构成及外部干扰,u2用于补偿估计误差;
u1形式为
Figure FDA0002790928290000058
B+表示控制矩阵B的伪逆矩阵;
u2形式为
Figure FDA0002790928290000059
其中u2n=-ρnB+Jeω为补偿误差的标称部分,eω为角速度跟踪误差eω=ω-ωc,ρn为待设计变量,
Figure FDA0002790928290000061
为积分滑模面,ρ(t)表示外层自适应控制增益,r(t)表示内层自适应控制增益,其形式如下:
Figure FDA0002790928290000062
Figure FDA0002790928290000063
其中sign(·)为符号函数,r0为r(t)的初值,γ是待设计参数且满足γ>0,而δ(t)具有如下形式:
Figure FDA0002790928290000064
其中
Figure FDA0002790928290000065
是等效控制的滤波输出,α、ε为待设计参数,且满足0<α<1,ε>0。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113485404A (zh) * 2021-08-01 2021-10-08 西北工业大学 一种空间绳系组合体系统的自适应有限时间控制方法
CN113691179A (zh) * 2021-09-07 2021-11-23 长春工业大学 一种基于固定时间的变幂次指数趋近律的永磁同步电机滑模控制方法
CN114265420A (zh) * 2021-12-09 2022-04-01 中国运载火箭技术研究院 适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法
CN114326760A (zh) * 2021-08-17 2022-04-12 盐城工学院 一种针对干扰与无角速度反馈的姿态协同跟踪控制方法
CN118068717A (zh) * 2024-03-28 2024-05-24 淮阴工学院 一种智能物料车自适应滑模控制策略

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9296474B1 (en) * 2012-08-06 2016-03-29 The United States of America as represented by the Administrator of the National Aeronautics & Space Administration (NASA) Control systems with normalized and covariance adaptation by optimal control modification
US20160209850A1 (en) * 2014-12-09 2016-07-21 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. System and method for robust nonlinear regulation control of unmanned aerial vehicles syntetic jet actuators
CN107918400A (zh) * 2017-11-14 2018-04-17 中国运载火箭技术研究院 一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法
CN109144084A (zh) * 2018-07-11 2019-01-04 哈尔滨工业大学 一种基于固定时间收敛观测器的垂直起降重复使用运载器姿态跟踪控制方法
CN109542112A (zh) * 2019-01-08 2019-03-29 哈尔滨工业大学 一种针对垂直起降可重复使用火箭返回飞行的固定时间收敛抗扰控制方法
CN110733668A (zh) * 2019-10-16 2020-01-31 中山大学 一种基于分力合成和固定时间收敛的柔性卫星主动振动抑制方法
CN110844122A (zh) * 2019-11-20 2020-02-28 中山大学 一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9296474B1 (en) * 2012-08-06 2016-03-29 The United States of America as represented by the Administrator of the National Aeronautics & Space Administration (NASA) Control systems with normalized and covariance adaptation by optimal control modification
US20160209850A1 (en) * 2014-12-09 2016-07-21 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. System and method for robust nonlinear regulation control of unmanned aerial vehicles syntetic jet actuators
CN107918400A (zh) * 2017-11-14 2018-04-17 中国运载火箭技术研究院 一种空天飞行器在轨操作相对位置姿态联合控制方法
CN109144084A (zh) * 2018-07-11 2019-01-04 哈尔滨工业大学 一种基于固定时间收敛观测器的垂直起降重复使用运载器姿态跟踪控制方法
CN109542112A (zh) * 2019-01-08 2019-03-29 哈尔滨工业大学 一种针对垂直起降可重复使用火箭返回飞行的固定时间收敛抗扰控制方法
CN110733668A (zh) * 2019-10-16 2020-01-31 中山大学 一种基于分力合成和固定时间收敛的柔性卫星主动振动抑制方法
CN110844122A (zh) * 2019-11-20 2020-02-28 中山大学 一种约束姿态跟踪误差的卫星姿态控制方法

Non-Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
RONG WU: "Fixed-Time Disturbance Observer Based Nonsingular Fast Terminal Sliding Mode Guidance with Impact Angle Constraint", 《2018 IEEE CSAA GUIDANCE, NAVIGATION AND CONTROL CONFERENCE (CGNCC)》 *
SIXI WU: "Disturbance observer based fixed time sliding mode control for spacecraft proximity operations with coupled dynamics", 《ADVANCES IN SPACE RESEARCH》 *
XIAO WANG: "Fixed-time disturbance observer based fixed-time back-stepping control for an air-breathing hypersonic vehicle", 《ISA TRANSACTIONS》 *
孙光: "重复使用运载器再入动力学建模研究", 《导弹与航天运载技术》 *
崔乃刚: "火箭垂直返回双幂次固定时间收敛滑模控制方法", 《哈尔滨工业大学学报》 *
韦常柱: "垂直起降重复使用运载器返回制导与控制", 《航空学报》 *
顾攀飞: "高超声速飞行器再入自适应容错制导控制一体化设计", 《南京航空航天大学学报》 *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113485404A (zh) * 2021-08-01 2021-10-08 西北工业大学 一种空间绳系组合体系统的自适应有限时间控制方法
CN113485404B (zh) * 2021-08-01 2022-07-26 西北工业大学 一种空间绳系组合体系统的自适应有限时间控制方法
CN114326760A (zh) * 2021-08-17 2022-04-12 盐城工学院 一种针对干扰与无角速度反馈的姿态协同跟踪控制方法
CN113691179A (zh) * 2021-09-07 2021-11-23 长春工业大学 一种基于固定时间的变幂次指数趋近律的永磁同步电机滑模控制方法
CN113691179B (zh) * 2021-09-07 2023-06-06 长春工业大学 基于固定时间变幂次指数趋近律的永磁同步电机控制方法
CN114265420A (zh) * 2021-12-09 2022-04-01 中国运载火箭技术研究院 适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法
CN114265420B (zh) * 2021-12-09 2023-08-29 中国运载火箭技术研究院 适于高动态、控制慢响应的制导控制一体化设计方法
CN118068717A (zh) * 2024-03-28 2024-05-24 淮阴工学院 一种智能物料车自适应滑模控制策略

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