سید علی اکبر کسائیان؛ مسعود ابراهیمی کچویی
دوره 11، شماره 2 ، شهریور 1397، ، صفحه 21-31
چکیده
هدف از مقاله حاضر ارایه یک الگوریتم هدایت ملاقات مداری سریع، مقاوم و ایمن است. طرح حاضر نرخ همگرایی به نقطه تعادل را تا زمان رسیدن فضاپیمای تعقیب کننده به همسایگی هدف بهبود میبخشد. سپس، ساختار هدایت مد لغزشی مقاوم طوری تغییر میکند که از تکینگی در زمان رسیدن به هدف جلوگیری کند و یک ملاقات مداری ایمن انجام پذیرد. این تغییرات در ساختار ...
بیشتر
هدف از مقاله حاضر ارایه یک الگوریتم هدایت ملاقات مداری سریع، مقاوم و ایمن است. طرح حاضر نرخ همگرایی به نقطه تعادل را تا زمان رسیدن فضاپیمای تعقیب کننده به همسایگی هدف بهبود میبخشد. سپس، ساختار هدایت مد لغزشی مقاوم طوری تغییر میکند که از تکینگی در زمان رسیدن به هدف جلوگیری کند و یک ملاقات مداری ایمن انجام پذیرد. این تغییرات در ساختار هدایت توسط یک تابع سوییچینگ صورت میپذیرد. علاوه بر این، یک تابع اشباع اصلاح شده در ساختار هدایت در بخش گسسته مد لغزشی به کار رفته است. با استفاده از تابع لیاپانوف همگرایی مجانبی تضمین شدهاست. شبیهسازیهای عددی برای هر دو مدل خطی و غیرخطی حرکت نسبی صورت گرفته است. آنومالی میانگین، سرعت زاویهای و خروج از مرکزیت نیز به عنوان عدم قطعیتهای مساله در نظر گرفته شدهاند. در نهایت، نتایج شبیهسازیهای عددی کارایی و قوام الگوریتم هدایت پیشنهادی در حضور اغتشاشات، عدم قطعیتها و غیرخطیگری را در مقایسه با مد لغزشی متداول نشان می دهد.
علیرضا علیخانی؛ سیدعلی اکبر کسائیان
دوره 8، شماره 4 ، دی 1394، ، صفحه 1-7
چکیده
Tracking guidance commands for a time-varying aerospace launch vehicle during the atmospheric flight is considered in this paper. Hence, the dynamic terminal sliding mode control law is constructed for this purpose and dynamic sliding mode control is utilized. The terminal sliding manifold causes the dynamic sliding mode to converge asymptotically to zero in finite-time. The actuator and rate gyro dynamics are included in the model of launch vehicle. Dynamic sliding mode control accommodates unmatched disturbances, while the terminal sliding mode control is used to accelerate the system to reach ...
بیشتر
Tracking guidance commands for a time-varying aerospace launch vehicle during the atmospheric flight is considered in this paper. Hence, the dynamic terminal sliding mode control law is constructed for this purpose and dynamic sliding mode control is utilized. The terminal sliding manifold causes the dynamic sliding mode to converge asymptotically to zero in finite-time. The actuator and rate gyro dynamics are included in the model of launch vehicle. Dynamic sliding mode control accommodates unmatched disturbances, while the terminal sliding mode control is used to accelerate the system to reach the dynamic sliding manifold. Finally, the effectiveness of the proposed control is demonstrated in the presence of unmatched disturbances and is compared with the dynamic sliding mode.
