一类更普遍Lipschitz非线性系统状态观测器设计

本文采用求解状态方程的方法,结合(Gronwall-Bellman不等式讨论了一类非线性系统状态观测器的设计问题.此类系统的非线性项是全局Lipschitz的.针对于原系统、原系统的约当规范形分三种情形给出了观测器渐近收敛的充分条件.结论表明:稳定观测器的存在直接与误差系统的稳定性矩阵测度及增益矩阵的范数有关.借助于相应的优化算法给出了增益矩阵的选取.文末通过仿真验证了结论的有效性.     

航天器姿态机动的自抗扰控制器设计

基于三阶扩张状态观测器、安排过渡过程和非线性反馈技术,设计了三通道耦合的航天器姿态机动自抗扰控制器,完成了自抗扰控制器的参数整定。从对模型的依赖程度、抗干扰性、鲁棒性和燃料消耗等四个方面对比了自抗扰控制器和PD控制器。仿真结果表明自抗扰控制器在解决存在非线性和耦合特性的航天器姿态控制问题上能够取得理想的控制效果,具有较高的控制精度和较快的系统响应。     

一类大型互联非线性时滞系统的鲁棒控制

对一类大型互联非线性不确定时滞系统进行了分散状态反馈控制设计。通过子系统状态的线性变换,得到分散状态反馈控制律。当状态反馈控制律作用于该系统时,闭环系统是全局一致渐近稳定的,且控制器的设计无需解任何的矩阵不等式,并给出仿真算例说明该结论的可行性和有效性。     

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。     

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。     

一类化工过程自适应状态观测器的设计

提出了一种非线性系统自适应状态观测器的设计方法。根据系统工作点的变化在线配置极点,选取合适的反馈增益矩阵,无论如何选取状态观测器的初值,都能保证观测器在大范围内稳定工作。理论分析了存在模型误差和噪声干扰时观测器的鲁棒性。在CSTR上的仿真结果证明,用该方法设计的观测器能够稳定收敛到状态真值,并且对模型失配和噪声干扰有一定的抑制能力     

时延网络控制系统的区域极点配置设计

针对存在时变有界时延的网络控制系统,在一定假设条件下,基于分离原理讨论了状态观测器和状态反馈控制器的设计方法。状态观测器通过在开环预测和闭环预测间切换以补偿时延的影响,同时考虑时延的时变性以及回路中长时延的存在,闭环预测也是在多个模型间切换,从而将状态观测器建模成具有多个子系统的离散切换系统。在此基础上,利用预测状态作为控制器的输入,设计了具有圆盘区域极点约束的状态反馈控制器。最后以线性矩阵不等式可行解的方式分别给出了控制器和观测器的构造方法,仿真结果说明了所提出方法的有效性。     

高阶随机非线性系统状态反馈镇定

针对一类高阶下三角随机非线性系统,提出一种新的镇定方案,采用增加一个幂积分的工具构建了一个全局稳定的光滑状态反馈控制律。通过反馈占有设计方法和Young不等式处理随机系统的非线性项,取消了对随机非线性系统反馈线性化和控制输入呈线性的要求,基于Lyapunov方法,证明了闭环系统依概率全局渐近稳定。最后,仿真实例说明了算法的可行性。     

欠驱动刚体航天器姿态稳定的时变控制方法

研究欠驱动刚体航天器姿态控制系统的稳定性问题。首先给出欠驱动刚体航天器的姿态动力学方程和用(w,z)参数描述的姿态运动学方程,根据所建系统模型的特点,设计相应的连续时变控制律,在控制律的设计中引入辅助变量v、v1和v2,利用平均方法对系统模型方程进行简化,基于退步控制设计v、v1和v2的控制律,利用两个轴角速度与失控轴角速度的交叉耦合关系对失控轴的姿态进行控制。数值仿真验证了所设计控制律的有效性。     

基于反演滑模和扩张观测器的带角度约束制导律设计

针对水下动能武器末制导段攻击机动目标,为获得最佳的毁伤效果,结合反演滑模控制方法与线性扩张状态观测器理论,设计了一种带角度约束的非线性制导律。通过对攻击角度的分析,设计了非线性滑模面,并根据滑模面可达条件,将制导律分为两部分设计,既满足了系统能够到达滑模面,又保持了系统状态在滑模面上运动。通过反演变结构获得的制导律,既保证了系统稳定,又具有了滑模控制理论所具有的鲁棒性。考虑到目标机动,将目标机动作为未知扰动,并对该扰动采用线性扩张状态观测器进行估计。该制导律作用下,视线角变化率收敛到零,攻击角度收敛到期望值,实现攻击角度约束。理论证实了制导系统的稳定性,仿真验证了本文所设计制导律的有效性。     

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。     

采用ESO补偿的再入飞行器姿态预测控制方法

针对飞行器再入姿态运动设计了一种基于扩张状态观测器(extended states observer,ESO)的预测控制方法。为了降低系统的阶数,将姿态系统分成姿态角子系统和姿态角速率子系统,分别设计控制器。采用动态逆方法将运动方程线性化,并基于此推导了解析的最优预测控制律。为了提高控制器的精度和鲁棒性,采用ESO对模型误差和不确定扰动进行估计,并在预测控制律中进行补偿。最后证明了算法的稳定性。通过六自由度仿真分析,验证了控制方法的良好性能。     

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。     

基于扩张观测器的反射镜平台自适应鲁棒控制

针对反射镜稳定平台视轴运动强耦合和非线性的特点,同时考虑外界干扰力矩和建模误差的不确定性,设计了一种基于扩张观测器的反射镜稳定平台自适应鲁棒控制器。首先,利用光学矢量理论和动量矩定理建立了某型反射镜稳定平台的动力学模型。然后,在此基础上,引入非线性自适应鲁棒控制器,对摩擦参数和转动惯量等系统参数进行在线调整,对摩擦力矩进行了有效补偿,并保证了自适应学习的稳定性。同时,采用扩张观测器准确的获取了未知外界干扰力矩。最后,仿真和实验结果表明了所设计的控制器在隔离外界扰动和提高跟踪精度方面的有效性和可行性。     

Adaptive set stabilization of the attitude of a rigid spacecraft without angular velocity measurements

The global adaptive set stabilization problem of the attitude of a rigid spacecraft is addressed in this paper. Two different cases are considered. First, by using adaptive backstepping method, the authors design a global adaptive control law for the attitude control system with unknown inertia matrix such that the attitude and the angular velocities can be globally asymptotically stabilized to a set consisting of two equilibria. And then, based on the obtained backstepping adaptive law, the authors consider the case that the angular velocities are not measurable. By introducing an auxiliary state, a semi-global adaptive set stabilization law without angular velocity measurements is also designed. It is rigorously proved that, for the two cases, both of the closed loop systems satisfy the set stability. The effectiveness of the proposed methods is verified by simulation results.