基于滑模變結構的飛行器姿態(tài)控制研究.pdf

1、隨著航空航天技術的不斷發(fā)展，飛行器的姿態(tài)控制問題變的越來越重要，人們對其控制問題的穩(wěn)定性以及控制精度都提出了更高的要求。滑模變結構控制由上世紀50年代前蘇聯(lián)學者Emelyanov首先提出，經(jīng)Utkin等人進一步完善。由于該控制方法對系統(tǒng)參數(shù)攝動和外界擾動具有不變性，即完全魯棒性，因而引起了人們極大的關注。經(jīng)過50多年的發(fā)展，滑模變結構控制已廣泛地應用于機器人、工業(yè)控制、航空航天等控制領域。本文基于滑模變結構對飛行器的姿態(tài)控制進行了研究，

2、主要工作包含以下幾個部分:
　　首先，對飛行器運動學模型的三種描述方法進行了討論，即方向余弦法、歐拉角法和單位四元數(shù)法，并對比了各種方法的優(yōu)缺點。同時引入并分析了基于歐拉法的飛行器運動學方程。
　　其次，針對基于歐拉法建立的數(shù)學模型進行精確線性化并對其線性模型設計了滑模變結構控制器。選取了傳統(tǒng)的線性切換函數(shù)，利用參考輸入和實際輸出的偏差設計滑動平面。為了保證系統(tǒng)滑動模態(tài)的可達性及趨近運動的良好性能，采用趨近律來設計滑模變結構

3、控制律。并利用Simulink對系統(tǒng)進行仿真，通過跟蹤響應圖驗證了滑模變結構控制器的有效性。
　　再次，考慮到全程滑模控制器的優(yōu)點:只有滑動模態(tài)，而沒有趨近模態(tài)。本文第五章基于等效控制理論設計了全程滑模變結構控制器。該控制器形式簡單，易于實現(xiàn)，并且此控制器消除了傳統(tǒng)滑?？刂品椒ǖ牡竭_運動階段，克服了未知參數(shù)攝動的影響，使系統(tǒng)在整個過程中都具有魯棒性。最后通過Matlab中的Simulink工具箱對所設計的控制系統(tǒng)進行仿真，仿真結果