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考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法
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作者 付昱 宋文艳 汪秋吟 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2024年第1期1-9,共9页
工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快... 工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法,并量化研究了不同飞行轨迹、不同模态转换区间对飞行任务性能的影响。首先建立了高马赫数飞机的飞行动力学模型,将飞行姿态考虑进任务分析中;随后建立了组合动力的非安装及安装性能计算模型,飞行轨迹中可实时模拟动力装置的性能;最后建立了模态转换模拟模型,可分析模态转换过程对飞行任务性能的影响。结果表明:该文研究的飞行马赫数为5的组合动力飞机,巡航高度由海拔20 km升高至27 km,巡航距离增加18.3%,总航程增加21.9%;将模态转换马赫数区间由低马赫数2~2.3向高马赫数2.2~2.5范围移动,爬升加速段距离增加8.4%,爬升加速时间增加5.8%。 展开更多
关键词 高马赫数飞机 组合动力 模态转换 飞行轨迹 飞行任务性能
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飞机主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量方法
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作者 李俊 蒋献 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2023年第3期43-49,共7页
现代飞机舵面大多采用主动式余度作动系统。这种系统固有的力纷争现象,导致传统的基于原位载荷校准试验的飞机结构载荷测量方法,不再适用于现代飞机操纵舵面铰链力矩飞行测量。提出了一种基于离位载荷校准试验和原位载荷验证试验的飞机... 现代飞机舵面大多采用主动式余度作动系统。这种系统固有的力纷争现象,导致传统的基于原位载荷校准试验的飞机结构载荷测量方法,不再适用于现代飞机操纵舵面铰链力矩飞行测量。提出了一种基于离位载荷校准试验和原位载荷验证试验的飞机舵面铰链力矩测量方法,建立了相应的载荷测量模型,分析确定了铰链力矩测量精准度的影响因素,给出了可能引起的系统误差的验证和修正方法,形成了主动式余度作动舵面铰链力矩飞行测量流程。通过多型飞机舵面铰链力矩测量试飞,验证了该方法的可行性和有效性;提高了飞机舵面铰链力矩测量的精准度,为飞机舵面设计载荷验证与优化提供了可靠的实测载荷;得到了飞机舵面各作动机构的载荷分配,实现了飞机舵面作动系统力纷争的飞行监测,确保了飞行安全。 展开更多
关键词 飞机舵面铰链力矩 飞行测量 主动式余度作动系统 力纷争 离位载荷校准试验 原位载荷验证试验
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单驱动多模式扑翼飞行器设计及耦合动力学研究 被引量:1
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作者 江厚清 侯宇 郭永兴 《机械传动》 北大核心 2023年第11期65-72,共8页
针对目前扑翼飞行器扑翼运动模式单一,飞行灵活性和稳定性不高的问题,设计了一款基于空间连杆机构的单驱动多模式扑翼飞行器。建立了扑翼飞行器运动学模型,通过软件Matlab与Adams联合仿真对驱动机构进行分析,对比得出了扑翼飞行器的运... 针对目前扑翼飞行器扑翼运动模式单一,飞行灵活性和稳定性不高的问题,设计了一款基于空间连杆机构的单驱动多模式扑翼飞行器。建立了扑翼飞行器运动学模型,通过软件Matlab与Adams联合仿真对驱动机构进行分析,对比得出了扑翼飞行器的运动特性;建立了单驱动多模式扑翼飞行器气动力学模型,将求得的周期变化的迎风阻力施加在机翼上,分析了扑翼飞行器的动力学特性;通过联合机构运动学和气动力学耦合分析,得出扑翼飞行器的耦合动力学特性。为未来扑翼飞行器的飞行控制与性能提升提供了研究基础。 展开更多
关键词 扑翼飞行器 多飞行模式 空间机构 运动分析 耦合动力学分析
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小型多桨倾转机翼飞行器倾转过渡特性风洞试验研究 被引量:1
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作者 刘纪福 马东林 罗骏 《直升机技术》 2023年第1期29-33,40,共6页
多桨倾转机翼飞行器飞行模式多且操控复杂,尤其是倾转过渡模式,气动干扰复杂,操纵冗余,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究多桨倾转机翼飞行器倾转过渡模式的气动与操纵特性,对某小型多桨倾转机翼无人机单独机翼及整机开展了... 多桨倾转机翼飞行器飞行模式多且操控复杂,尤其是倾转过渡模式,气动干扰复杂,操纵冗余,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究多桨倾转机翼飞行器倾转过渡模式的气动与操纵特性,对某小型多桨倾转机翼无人机单独机翼及整机开展了倾转过渡模式不同机翼倾角、不同舵面角度、不同油门等状态下的吹风测力试验。根据试验数据分析了整机倾转过渡模式的操纵特性及控制原则,为多桨倾转机翼构型飞行器总体设计及倾转过渡模式操纵策略研究提供了参考。 展开更多
关键词 倾转机翼 倾转过渡 操纵特性 风洞试验
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基于飞行特性的倾转旋翼机变直径方案研究
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作者 李健 朱清华 +1 位作者 王昊 吴远航 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2023年第2期193-201,共9页
变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机,通过对其飞行特性进行仿真,可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型,并对样机进行仿真计算。根据参数... 变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机,通过对其飞行特性进行仿真,可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型,并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响,规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略,得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R,最佳变直径时机为:360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程,250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。 展开更多
关键词 倾转旋翼机 变直径旋翼 飞行性能 飞行动力学
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Circulating current suppression for ground tied variable frequency to constant frequency converter system in aircraft
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作者 Wei WEI Ming HUANG +2 位作者 Wenli YAO Weilin LI Xiaobin ZHANG 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2023年第11期386-397,共12页
This paper presents a solution to the circulating current fault of aircraft power supply.The DC-link type Variable Frequency to Constant Frequency(VFCF)converter system is the preferred scheme to feed the constant 400... This paper presents a solution to the circulating current fault of aircraft power supply.The DC-link type Variable Frequency to Constant Frequency(VFCF)converter system is the preferred scheme to feed the constant 400 Hz load in an aircraft with a variable frequency power supply.Due to the requirement of aircraft standards,both grounds of the rectification and inversion stage are tied to the metal frame of the aircraft.With such a tied ground,the DC bus voltage rises greatly,and a large circulating current appears in the casing as the ground,which leads to equipment failure and potential safety hazards.According to the existing methods of circulating current fault suppression,this paper analyzes the causes of the above faults and the harmonic components of circulating current and points out the limitations of the existing methods.Therefore,a Common-Mode(CM)choke-based method is proposed to provide a high impedance in the path of the CM circulating current.By doing so,the circulating current can be suppressed without the additional burden of the hardware and control algorithm,which is quite friendly for quality control of mass-production aircraft.Moreover,a simplified mathematic model of the VFCF converter system is derived to calculate the minimum inductance value reference of the CM choke,which saves the weight of passive devices to the greatest extent.Finally,simulation and experimental results are studied to verify the effectiveness of the proposed method. 展开更多
关键词 aircraft power supply Circulating current Common mode choke Power supply circuits variable Speed Constant Frequency
原文传递
基于干扰观测器的飞行仿真转台滑模控制器 被引量:15
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作者 刘晓东 吴云洁 +1 位作者 田大鹏 王俊峰 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期393-397,402,共6页
针对飞行仿真转台中干扰观测器(DOB)对等效干扰项估计不足而影响跟踪精度的问题,提出一种基于DOB的滑模变结构控制器(SMVSC).它引入了附加干扰补偿项以及跟踪指令的速度信号和加速度信号,定义了一种新的滑模趋近律形式,并满足系统广义... 针对飞行仿真转台中干扰观测器(DOB)对等效干扰项估计不足而影响跟踪精度的问题,提出一种基于DOB的滑模变结构控制器(SMVSC).它引入了附加干扰补偿项以及跟踪指令的速度信号和加速度信号,定义了一种新的滑模趋近律形式,并满足系统广义滑模存在条件.通过某单轴飞行仿真转台的实验结果表明,与传统的比例微分(PD)控制器+DOB方案相比,该控制方案提高了跟踪精度,同时,对系统参数变化和力矩扰动也具有更强的鲁棒性. 展开更多
关键词 干扰观测器 滑模变结构控制 飞行仿真转台 鲁棒性
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飞机总能量控制系统的研究Ⅰ——原理分析与系统设计 被引量:7
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作者 吴树范 蔡维黎 +1 位作者 沈勇璋 郭锁凤 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第7期A355-A361,共7页
飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分... 飞机总能量控制是一种全新的综合飞行/推力控制技术,从控制飞机总能量的变化与分配出发,全面解决纵向飞行轨迹控制与速度控制之间的耦合问题;进而建立起一体化的综合飞行控制系统。用多变量系统解耦控制理论研究了这种控制系统,首先分析了总能量控制的基本思想,建立起包含飞机纵向姿态控制回路和发动机推力控制回路的飞机质点能量运动模型,然后利用输出反馈和V规范型前馈解耦策略,对此系统进行解耦分析,设计出能实现飞行轨迹与速度间解耦控制的总能量控制律,并确定出系统的设计条件;最后以波音(Boeing)707飞机为对象,进行了具体的系统设计。 展开更多
关键词 飞行控制系统 综合控制 推力控制
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可垂直起降、高速前飞的飞行器设计与控制 被引量:9
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作者 樊鹏辉 王新华 蔡开元 《控制理论与应用》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第9期1171-1177,共7页
本文设计了一种具有垂直起降、悬停和高速前飞能力的飞行器.这种飞行器通过模态转换,既能够实现类似传统四轴飞行器的垂直起降,又能够实现类似固定翼飞行器的高速前飞.同时本文针对这种飞行器设计了模态转换控制律;仿真试验验证了设计... 本文设计了一种具有垂直起降、悬停和高速前飞能力的飞行器.这种飞行器通过模态转换,既能够实现类似传统四轴飞行器的垂直起降,又能够实现类似固定翼飞行器的高速前飞.同时本文针对这种飞行器设计了模态转换控制律;仿真试验验证了设计方案和控制律的有效性. 展开更多
关键词 垂直起降 高速前飞 模态转换 四轴飞行器 固定翼
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高超声速飞行器RBF神经网络滑模变结构控制 被引量:21
10
作者 王建敏 董小萌 吴云洁 《电机与控制学报》 EI CSCD 北大核心 2016年第5期103-110,共8页
针对高超声速飞行器高度非线性及强耦合的特点,提出了一种基于RBF神经网络调参的滑模变结构控制器。滑模变结构控制器能够使高超声速飞行器稳定飞行,但在系统状态到达滑模面后会产生剧烈的抖振现象,不利于工程应用。RBF神经网络在一定... 针对高超声速飞行器高度非线性及强耦合的特点,提出了一种基于RBF神经网络调参的滑模变结构控制器。滑模变结构控制器能够使高超声速飞行器稳定飞行,但在系统状态到达滑模面后会产生剧烈的抖振现象,不利于工程应用。RBF神经网络在一定条件下可以任意精度逼近非线性函数,且具有较强的自学习、自适应和自组织能力。将RBF神经网络与滑模变结构控制相结合,一定程度上能够消除滑模控制的抖振问题。在高超声速飞行器的巡航状态下,分别加入高度阶跃指令和速度阶跃指令进行了仿真。仿真结果表明,所设计的RBF神经网络滑模变结构控制器使高超声速飞行器在保证快速性、鲁棒性和抗干扰性的同时,克服了执行机构的抖振问题。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 RBF神经网络 滑模变结构 控制 抖振
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反馈线性化飞机防滑刹车滑模变结构控制律研究 被引量:8
11
作者 付龙飞 田广来 +2 位作者 李玉忍 梁波 张军利 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期962-966,共5页
飞机动力学模型的高度非线性及刹车过程轮胎与地面间摩擦系数的不确定性和强耦合性,造成飞机防滑刹车很难精确控制。论文采用输入输出反馈线性化方法将飞机防滑刹车系统的动力学模型转换成成仿射型,基于反馈线性化的防滑刹车滑模变结构... 飞机动力学模型的高度非线性及刹车过程轮胎与地面间摩擦系数的不确定性和强耦合性,造成飞机防滑刹车很难精确控制。论文采用输入输出反馈线性化方法将飞机防滑刹车系统的动力学模型转换成成仿射型,基于反馈线性化的防滑刹车滑模变结构控制律对原有控制算法进行改进。仿真结果表明:在结合系数较小的冰跑道环境下,滑移误差明显降低;控制方法和控制律合理有效。 展开更多
关键词 飞机 反馈线性化 滑模控制 变结构控制 防滑刹车
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飞机液压系统流量负载模拟器的变速积分PI控制 被引量:4
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作者 欧阳小平 赵天菲 +3 位作者 李锋 杨上保 朱莹 杨华勇 《浙江大学学报(工学版)》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第6期1111-1118,共8页
为了抑制压力波动,对完整飞行剖面下的液压系统工作状态进行分析.针对飞机液压系统提出流量负载模拟器原理,设计新型变速积分PI控制器,建立系统数学模型,确定各参数取值,开展数值仿真和试验研究,指出该流量负载模拟器的优缺点.仿真和试... 为了抑制压力波动,对完整飞行剖面下的液压系统工作状态进行分析.针对飞机液压系统提出流量负载模拟器原理,设计新型变速积分PI控制器,建立系统数学模型,确定各参数取值,开展数值仿真和试验研究,指出该流量负载模拟器的优缺点.仿真和试验结果均表明,在完整飞行剖面下,液压系统的可用压力在20.4 MPa以上,液压系统稳定可靠.相比于增量式PI控制器,采用变速积分PI控制器的压力波动至少减小了40%. 展开更多
关键词 飞机液压系统 流量负载模拟 变速积分 泵源 飞行剖面 PI控制器
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倾转旋翼飞行器无模型自适应姿态控制 被引量:13
13
作者 夏青元 徐锦法 张梁 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2013年第1期146-151,共6页
采用余弦加权分配法克服了控制操纵冗余问题,采用内/外回路控制结构解决了通道间耦合问题,实现了不同飞行模式下飞行控制系统统一建模。针对无人倾转旋翼飞行器动力学模型难于准确建立问题,引入伪梯度向量和伪阶数,应用无模型自适应飞... 采用余弦加权分配法克服了控制操纵冗余问题,采用内/外回路控制结构解决了通道间耦合问题,实现了不同飞行模式下飞行控制系统统一建模。针对无人倾转旋翼飞行器动力学模型难于准确建立问题,引入伪梯度向量和伪阶数,应用无模型自适应飞行控制策略,使飞行控制系统对存在动力学特性非线性、时变性和未建模部分的被控对象具有更强的自适应性和鲁棒性。仿真验证了无模型自适应控制器的自适应性和鲁棒性优于比例-积分-微分控制器,给出了倾转旋翼飞行器由直升机模式到过渡模式再到飞机模式的全过程仿真,验证了无模型自适应控制器能够应用于倾转旋翼飞行器飞行控制系统设计,为无人倾转旋翼飞行器飞行控制系统设计,提供了一套新的控制系统设计方法,便于工程实现。 展开更多
关键词 倾转旋翼飞行器 无模型自适应控制 飞行控制系统 仿真验证 鲁棒性分析 无人飞行器
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航空发动机多变量模糊滑模变结构模型跟踪控制 被引量:14
14
作者 蔡开龙 谢寿生 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期737-742,共6页
针对现代航空发动机是一个具有不确定性的强非线性系统,结合滑模变结构控制和模糊逻辑系统的优点,提出了一种模糊滑模变结构模型跟踪控制方法。采用比例积分型切换超平面设计滑模变结构控制系统,使用模糊逻辑系统自适应调节切换增益,得... 针对现代航空发动机是一个具有不确定性的强非线性系统,结合滑模变结构控制和模糊逻辑系统的优点,提出了一种模糊滑模变结构模型跟踪控制方法。采用比例积分型切换超平面设计滑模变结构控制系统,使用模糊逻辑系统自适应调节切换增益,得到某涡扇发动机的模糊滑模变结构模型跟踪控制器。数字仿真结果表明,所设计的控制器不但能使被控对象较好地跟踪参考模型,消除抖振现象,而且对系统的不确定性具有不变性,保证了被控系统在整个控制阶段都具有较强的鲁棒性。 展开更多
关键词 航空发动机 多变量控制系统^+ 模糊控制^+ 滑模变结构控制^+ 模型
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鸭式旋翼/机翼飞行器转换末段气动特性 被引量:6
15
作者 李毅波 马东立 牛凌宇 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期311-315,共5页
采用数值模拟方法研究鸭式旋翼/机翼(CRW,Canard Rotor/Wing)飞行器在转换过程末段,旋翼转速极低时全机气动特性变化规律及其产生原因.给出了旋翼旋转一周时,全机气动力、气动力矩、焦点位置变化规律,对此布局形式,转换过程末段全机升... 采用数值模拟方法研究鸭式旋翼/机翼(CRW,Canard Rotor/Wing)飞行器在转换过程末段,旋翼转速极低时全机气动特性变化规律及其产生原因.给出了旋翼旋转一周时,全机气动力、气动力矩、焦点位置变化规律,对此布局形式,转换过程末段全机升力、阻力变化幅度可达10.7%,3.7%,焦点可移动0.6m.研究显示:旋翼处于前后不对称流场及旋翼处于不同方位角时对机体的不对称干扰是气动力与气动力矩变化原因,旋翼与平尾升力线斜率变化、旋翼自身焦点位置变化导致了全机焦点移动. 展开更多
关键词 鸭式旋翼/机翼飞行器 气动特性 流场干扰 飞行模式转换
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航空发动机全程滑态变结构控制研究 被引量:9
16
作者 樊丁 赵庆荣 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第6期485-488,共4页
一种新的滑模变结构控制方法—全程滑态变结构控制首次应用于航空发动机控制系统,该控制方法能有效地缩短系统状态到达滑动模态的时间,避免了定常滑态变结构控制系统在能达阶段对扰动的敏感性,且其控制律的设计可以改善系统的瞬态性能,... 一种新的滑模变结构控制方法—全程滑态变结构控制首次应用于航空发动机控制系统,该控制方法能有效地缩短系统状态到达滑动模态的时间,避免了定常滑态变结构控制系统在能达阶段对扰动的敏感性,且其控制律的设计可以改善系统的瞬态性能,克服未知参数摄动的影响。仿真结果表明:基于全程滑态变结构控制所设计的发动机控制系统,其鲁棒性要优于发动机定常滑态变结构控制系统。 展开更多
关键词 航空发动机 全程滑态变结构控制 鲁棒性
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飞机防滑刹车模糊滑模变结构控制研究 被引量:8
17
作者 李玉忍 张智慧 徐健龙 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期45-49,共5页
滑模变结构控制具有好的快速性和强的鲁棒性,非常适合工作环境复杂的飞机刹车系统,但其固有的抖振问题亟待解决。针对飞机防滑刹车系统的高度非线性,设计了一个模糊滑模变结构控制器。在滑模变结构控制基础之上,通过模糊逻辑的调节作用... 滑模变结构控制具有好的快速性和强的鲁棒性,非常适合工作环境复杂的飞机刹车系统,但其固有的抖振问题亟待解决。针对飞机防滑刹车系统的高度非线性,设计了一个模糊滑模变结构控制器。在滑模变结构控制基础之上,通过模糊逻辑的调节作用实现附加控制,柔滑控制信号,削弱抖振,提高控制品质。仿真结果表明,飞机防滑刹车系统能够很好地跟踪最佳滑移率,控制方法合理有效。 展开更多
关键词 飞机 刹车 模糊控制 滑模控制 变结构控制 滑移率
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四旋翼无人机设计与滑模控制仿真 被引量:17
18
作者 尤元 李闻先 《现代电子技术》 北大核心 2015年第15期80-83,86,共5页
随着近些年自然灾害的频繁发生,四旋翼飞行器搜救设备得到越来越广泛的应用。首先介绍四旋翼飞行系统的总体设计架构,然后针对地面坐标系与集体坐标系建立了四轴飞行器的动态模型,同时为得到良好的响应速度、控制稳定度与鲁棒性,应用滑... 随着近些年自然灾害的频繁发生,四旋翼飞行器搜救设备得到越来越广泛的应用。首先介绍四旋翼飞行系统的总体设计架构,然后针对地面坐标系与集体坐标系建立了四轴飞行器的动态模型,同时为得到良好的响应速度、控制稳定度与鲁棒性,应用滑模变结构控制理论设计了飞行器的控制算法。最后通过仿真数据对相同条件下的PID控制器与该控制器对比,证明该控制器的强鲁棒性和控制稳定性满足项目任务需求。 展开更多
关键词 四旋翼飞行器 滑模变结构控制 PID控制 建模仿真
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航母作战部署中的舰载机出动规划模型 被引量:6
19
作者 谢君 廖松 石章松 《系统工程与电子技术》 EI CSCD 北大核心 2020年第1期128-132,共5页
为完成航母作战部署过程中的舰载机出动架次优化,采用规划模型来平衡部署中的母舰航行需求和舰载机出动需求。首先,改进原有的非线性规划模型,将目标改进为最大且均衡使用航空兵力;其次,提出一种新的转向方式,即剩余航程等分点转向方式... 为完成航母作战部署过程中的舰载机出动架次优化,采用规划模型来平衡部署中的母舰航行需求和舰载机出动需求。首先,改进原有的非线性规划模型,将目标改进为最大且均衡使用航空兵力;其次,提出一种新的转向方式,即剩余航程等分点转向方式;最后,开发一个利用遗传算法求解规划模型的图形化界面计算工具,利用该工具计算对比了2种目标函数和3种转向方式对于舰载机出动架次决策的影响。计算结果表明,模型和工具可行,剩余航程等分点转向方式总是优于原有的转向方式。 展开更多
关键词 运筹学 出动架次 规划模型 航母 转向方式
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转台伺服系统滑模变结构控制器的设计与仿真研究 被引量:7
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作者 邹云飞 刘金琨 王宗学 《计算机仿真》 CSCD 2002年第2期74-76,24,共4页
摩擦阻力是转台伺服系统低速运行状态下主要的非线性干扰 ,该文在介绍了非线性摩擦环节的动态、静态模型及其对转台伺服系统性能的影响的基础上 ,设计了一个补偿摩擦的滑模变结构控制器。在转台伺服系统的输入加入一个滑模变结构控制器 ... 摩擦阻力是转台伺服系统低速运行状态下主要的非线性干扰 ,该文在介绍了非线性摩擦环节的动态、静态模型及其对转台伺服系统性能的影响的基础上 ,设计了一个补偿摩擦的滑模变结构控制器。在转台伺服系统的输入加入一个滑模变结构控制器 ,来补偿非线性摩擦带来的影响 ,保证了系统的鲁棒性能。仿真结果表明 。 展开更多
关键词 转台伺服系统 滑模变结构控制器 设计 仿真
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