超机动飞行自抗扰控制律设计与仿真

提出了一种利用自抗扰控制器算法设计超机动飞行控制系统的新方法。根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动和外扰的特点,在超机动飞行快回路和慢回路中引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。直接针对飞机超机动飞行条件下的强耦合、强非线性模型进行控制律设计,符合超机动飞行控制的非线性、模型摄动大、模型不精确等特点,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,简化了设计过程。大包线范围内的大迎角机动仿真结果表明,系统具有良好的动态和稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性,为解决超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

高超声速飞行器自抗扰姿态控制器设计

针对高超声速飞行器无动力再入过程中具有强耦合、气动参数摄动及不确定性的非线性姿态模型,结合自抗扰控制中的扩张状态观测器(extended state observer, ESO)及非线性状态误差反馈律(nonlinear law state error feedback, NLSEF),分别设计了高超声速飞行器内环和外环自抗扰姿态控制器。将不确定性、耦合及参数摄动等干扰作为“总和干扰”利用扩张状态观测器进行估计并动态反馈补偿,再利用NLSEF抑制补偿残差。自抗扰控制器(active disturbance rejection control, ADRC)设计无需精确的飞行器被控模型,也无需精确的气动参数及摄动界限。仿真结果表明,控制系统能够克服干扰及气动参数大范围摄动的影响,在获取良好的动态品质和跟踪性能的同时,具有较强的鲁棒性。     

SIMULINK中自抗扰控制技术自定义模块库的创建

在研究自抗扰控制技术的基础上,以MATLAB/SIMULINK为仿真平台,编写M_Funtion程序实现特殊非线性函数、应用S_Funtion定制跟踪微分器和扩张状态观测器等新型动态系统模块、利用子系统封装技术完成控制律组合和常用自抗扰控制器算法,按照模块化建模思想,创建了用户自定义的自抗扰控制器模块库。通过串级调速自抗扰控制系统的仿真实例,说明利用该模块库,实现了自抗扰控制技术的图形化建模,参数设置修改直观方便,而且创建方法简单易行、可扩充性强,不仅为自抗扰控制技术的仿真研究提供了有效工具,并且对相关领域的仿真模型库扩建具有参考价值。     

四旋翼无人机系统PD-ADRC串级控制

针对四旋翼无人机飞行系统欠驱动、非线性、多变量、强耦合等控制难点,设计了串级控制系统。在该控制系统中,外环位置回路采用了经典的比例-微分控制方法,内环姿态回路分别采用线性自抗扰控制和非线性自抗扰控制两种控制方法进行设计。通过仿真对两种控制方法进行了比较,仿真结果表明,两种控制方法虽然都实现了四旋翼无人机位置控制和姿态角控制,但是线性自抗扰控制更加符合工程实际的需求,对四旋翼无人机而言线性自抗扰控制是一种更有效的控制方法。     

基于自抗扰控制器的飞机纵向自修复飞行仿真

自修复飞行控制是先进飞行控制系统的重要研究内容,它可以提高飞机的可靠性和生存能力.针对含有推力矢量的非线性飞机模型,提出了利用自抗扰控制技术实现其俯仰运动自修复飞行控制的新方法.在平尾损伤率0～100%的情况下,该方法无需故障模型,利用自抗扰控制器的特性,加入推力矢量参与舵面重构控制,仿真结果表明:自抗扰控制器实现了对俯仰角的自修复控制,能保持飞机的闭环稳定性,且具有良好的动态性能;推力矢量的使用增强了飞控系统的自修复能力.     

大排量水下滑翔机建模与扰动抑制方法

目前已有的动力学模型无法准确描述大排量滑翔机的动力学特征,而常规控制器针对滑翔机大时滞强耦合系统控制效果并不理想。针对上述问题,综合考虑浮力驱动机构中内外油囊的质量和质心位置矢量变化,建立了大排量滑翔机的双质点变质量变位置矢量模型。在建模的基础上,通过考虑扰动和实际工作特性,对滑翔机俯仰角和速度回路进行了比例-积分-微分(proportional-integral-derivative,PID)控制器和抗扰控制算法设计对比实验。结果表明,自抗扰控制器控制精度更高、响应速度更快、超调更小,滑翔机灵活性更高、续航更长。而且,由于自抗扰控制器的抑制内外扰动能力更强,更适合复杂海洋环境下的运动控制。     

改进的逆解耦自抗扰内模控制在磨矿中的应用

针对磨矿分级系统的多变量、强耦合、大时滞等特性,提出改进的逆解耦自抗扰内模控制方法。利用逆解耦方法实现磨矿分级系统的解耦,对解耦后的子系统采用改进的内模控制和线性自抗扰控制。通过引入内模补偿器和增益对时滞进行补偿,减小了系统对模型的依赖度,通过调节线性自抗扰控制器参数、内模补偿器参数和增益来抑制模型失配、外部干扰及不确定性因素对系统带来的不利影响。仿真结果表明,改进的逆解耦自抗扰内模控制方法有较好的解耦性能、跟踪性能和鲁棒性能,验证了此方法是有效的。     

基于神经网络的自抗扰控制器

将神经网络与自抗扰控制器相结合,提出一种新的控制器,并深入分析了该控制器结构。仿真研究表明,该控制器较单一的自抗扰控制器具有参数适应性更大、动态特征更好等优点。     

舵机自抗扰控制应用研究

根据制导武器电动舵机的使用特点,研究了将自抗扰控制用于舵机控制回路的设计方法.给出了自抗扰控制器的设计算法,分析了其控制特性,并在实际系统中进行了仿真实验.实验结果表明,和PID控制器相比较,自抗扰控制具有更好的动态性能、稳态精度以及抗干扰能力.     

基于自抗扰控制器的永磁同步电机速度估计

利用自抗扰控制器理论,提出了一种新颖的永磁同步电动机无位置传感器矢量控制系统的转速估计方法。将转速和d轴电流对转矩电流环的耦合作用以及转动惯量的变化看作转矩电流环的扰动量,由自抗扰控制器将其观测出来并加以补偿,从而估计出电机实际转速。仿真表明在0r/min到1500r/min的调速范围内,本方法都能将转速准确地估计出来,并且对负载和转动惯量的变化具有很强的鲁棒性,系统具有良好的动静态性能和抗干扰能力。     

航天器非线性鲁棒自适应姿态机动控制律

针对存在未知转动惯量和外部干扰力矩的敏捷航天器快速大角度姿态机动问题,结合非线性反步法和Lyapunovo稳定性分析方法设计控制力矩和转动惯量估计值的非线性鲁棒自适应控制律。在控制力矩控制律中,加入非线性阻尼项对外部干扰力矩进行补偿,证明了系统的全局一致最终有界稳定性。引入非线性动系数增加系统的动态性能,提高了姿态快速机动后的快速稳定能力。在Maltlab/Simulink环境下进行航天器姿态机动控制仿真研究,仿真结果验证了所设计控制器的有效性和可行性。     

考虑姿态禁忌约束的航天器安全姿态跟踪控制

针对航天器姿态跟踪过程中的姿态约束问题,提出了一种基于势函数的安全姿态机动控制算法。与姿态定点机动的姿态约束问题不同,引入误差四元数和误差角速度,建立了航天器姿态跟踪误差模型。采用四元数描述了姿态禁忌区域,并根据禁止姿态最小允许角构造了一种新的规避高斯势函数。利用规避势函数和吸引势函数得到安全姿态机动控制器,对于无扰动和有扰动的情况分别分析了闭环控制系统的Lyapunov稳定性。最后,对于有约束的姿态跟踪情况进行了计算机数值仿真。仿真结果表明,所提出的控制方法既能实现姿态跟踪的目的,又能确保航天器在机动过程中不会进入姿态禁忌区域。     

基于开关执行器的空间飞行器大角度姿态控制

针对空间飞行器姿态控制系统采用开关式姿控发动机的特点，研究了空间飞行器大角度机动三通道耦合姿态控制问题。为克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题，采用四元数描述的空间飞行器姿态运动数学模型，应用Lyapunov方法设计了控制量受限情况下的基于误差四元数的大角度姿态运动变结构控制器，并给出了严格的数学证明。为了避免控制律中的颤动问题，用边界层来代替控制律中符号函数。给出了从一种静态到另外一种静态的姿态跟踪四元数指令确定方法。数值仿真结果说明了所提出的控制器的有效性。     

基于改进ESO的四旋翼姿态自抗扰控制器设计

针对四旋翼无人机姿态自抗扰控制(active disturbance rejection control, ADRC)系统在姿态角测量反馈信号受传感器噪声污染时, 基于传统非线性非光滑fal函数的扩张状态观测器(extended state observer, ESO)观测精度不足的问题, 构建了一种新型非线性光滑galn函数以重新设计ESO, 并利用Matlab/Simulink仿真软件进行性能验证。仿真结果表明: 与传统fal函数相比, 本文构建的galn函数为光滑且具有更好的收敛性, 更能体现“大误差小增益”的工程思想; 基于galn函数设计的改进型ESO具有更强的误差跟随能力; 采用改进型ESO设计的四旋翼姿态ADRC系统具有更好的跟踪能力和抗干扰能力。     

挠性航天器大角度机动的振动抑制控制

建立了带变速控制力矩陀螺群的挠性航天器的动力学模型,应用误差四元数来描述姿态运动,将星体大角度姿态机动问题转化为误差四元数的调节问题.针对挠性航天器三轴同时姿态机动时挠性附件的振动抑制问题,提出了基于动态输出反馈控制的振动抑制方法,设计了仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的动态控制规律.基于Lyapunov方法证明了所设计的动态控制器保证了姿态的渐近稳定和模态振动的衰减.基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性.     

基于改进粒子群算法的快速反射镜自抗扰控制

为了提高快速反射镜(fast steering mirror, FSM)的跟踪精度和扰动抑制能力, 建立了基于自抗扰控制器(active disturbance rejection control, ADRC)的FSM闭环控制系统, 并对ADRC的参数整定方法进行研究。由于ADRC参数用试凑法整定效率低, 用粒子群优化(particle swarm optimization, PSO)算法整定容易陷入局部最优, 因此提出一种惯性权重基于箕舌线调整的改进PSO(improved PSO, IPSO)算法。通过系统仿真实验, 在考虑卫星平台振动的情况下, 采用基于IPSO、PSO的ADRC和传统比例-积分-微分(proportion integration differentiation,PID)控制器分别控制FSM。结果表明, 在跟踪不同频率的高频正弦信号时, 采用基于IPSO的ADRC控制的FSM跟踪精度相较其他两种控制器控制FSM的跟踪精度均有明显提升。     

横列式双旋翼矢量飞行器的改进ADRC姿态控制算法

横列式双旋翼矢量飞行器具备飞行时间长、风阻小、机动性强等优点, 但其机械结构复杂, 状态之间耦合严重, 抗干扰能力弱。针对其控制特性提出一种基于改进自抗扰控制(active disturbance rejection control, ADRC)的姿态抗干扰解耦控制算法, 该算法利用扩张状态观测器(extended state observer, ESO)实现姿态干扰和状态间耦合项的跟踪和估计, 将非线性多输入多输出(multiple input multiple output, MIMO)系统转化成线性单输入单输出(single input single output, SISO)系统, 采用改进的粒子群优化算法(particle swarm optimization, PSO)对姿态控制系统进行参数优化。通过仿真结果验证了该算法具备良好的抗干扰能力,并设计了实际的飞行控制系统, 进行了飞行器的悬停试验, 实现了稳定悬停。     

基于扩张观测器的三维动态面导引律

为提高导弹拦截高速机动目标的精度,基于自抗扰控制理论的估计补偿思想,设计了考虑自动驾驶仪动态特性和目标机动的三维动态面导引律。首先,建立了考虑自动驾驶仪动态特性的三维耦合制导模型;其次,针对制导模型中所存在的目标机动和测量噪声的干扰,设计扩张观测器估计目标机动和视线角速率,并将其应用到导引律的设计中;再次,基于动态面控制方法设计了三维空间导引律,避免了传统反演控制方法中的“微分膨胀”问题;最后,在目标作不同机动情况下,所设计的导引律与比例导引律、动态面导引律进行比较,仿真结果表明所设计的导引律具有更好的制导性能。