一种基于ESO的导弹鲁棒自动驾驶仪设计方法

针对大机动能力滚转角稳定的战术导弹反应快、通道间耦合性强等特点,提出了一种鲁棒自动驾驶仪设计方法.首先将滚转通道模型中的参数不确定性和外界扰动作为系统的复合干扰,然后利用扩张状态观测器估计系统的状态和复合干扰,并将其用于线性二次型调节器自动驾驶仪的设计中,最后给出了控制算法的稳定性证明.仿真结果表明,基于扩张状态观测器...     

红外拦截弹输出反馈制导控制一体化设计

针对采用红外导引头的拦截弹，提出一种基于滑模观测器的制导控制一体化(IGC)控制方法，在导弹的部分状态已知和非匹配不确定性影响下，确保了其高精度拦截效果。首先，由于采用红外导引头的拦截弹的视线(LOS)角速率难以获取，系统将不满足干扰估计的匹配条件，设计了一种新型滑模观测器，通过构造补偿滑模观测器,同时实现导弹的未知状态和干扰的有限时间精确估计。然后，利用未知状态和干扰估计信息，设计反步控制器实现导弹的制导控制一体化，证明了系统的有界稳定。仿真结果表明，本文提出的方法可以获得较小的脱靶量，且对存在的不确定性具有较强的鲁棒性。     

拦截大机动目标的三维制导控制一体化设计

针对大机动目标拦截过程中目标加速度未知的问题,提出一种结合有限时间收敛扩张状态观测器与自适应动态面控制的复合三维制导控制一体化设计方法。首先,建立基于弹目视线坐标系下的三维全耦合六自由度侧滑转弯导弹的制导控制一体化模型,减少了假设条件;采用动态面方法,避免传统反步法设计中的"计算膨胀"问题,引入有限时间收敛的扩张状态观测器来在线估计并补偿包括目标加速度在内的不确定性,同时结合自适应鲁棒控制策略,对新型扩张状态观测器的观测误差进行补偿,有效地提高了对大机动目标的拦截精度。基于李雅普诺夫稳定性理论证明了闭环系统的稳定性。导弹六自由度全状态模型的拦截仿真证明了设计方案的有效性。     

基于非线性干扰观测器的临近空间拦截弹姿态控制

为满足临近空间拦截弹在大干扰强耦合情况下高精度姿态控制问题,设计了基于非线性干扰观测器的自适应鲁棒反演控制器。建立了基于直接力控制的拦截弹三通道姿态控制系统模型;采用二阶滑模微分器,估计计算反演控制中虚拟控制量的导数,解决了"微分膨胀"的问题;为提高姿控系统控制精度,对模型的未知信息和外界干扰做高精度的估计和补偿,依据二阶跟踪微分器,设计了一种新型非线性干扰观测器;并采用PSR调制器将连续控制量离散化,通过姿控发动机实现变推力控制。数字仿真结果显示,设计的姿态控制器跟踪速度快、精度高,对系统不确定和干扰具有强鲁棒性。     

考虑执行机构故障的运载火箭自适应滑模容错控制

针对执行机构故障下的运载火箭姿态指令跟踪问题，在考虑内部未建模动态、外部不确定干扰等因素的影响下，设计了一种基于新型扩张状态观测器(ESO)的自适应滑模容错控制器。首先，基于一种新型级联降阶扩张状态观测器，对系统的未建模动态、外部干扰等不确定性进行估计。在此基础上，结合滑模控制理论，设计了一种固定时间收敛的自适应滑模控制律，能够获得观测器干扰估计误差的上界信息，同时消除滑模控制的抖振现象。通过李雅普诺夫方法证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明，所提出的基于新型扩张状态观测器的自适应滑模容错控制器在执行机构故障情况下仍具有较好的跟踪性能和抗扰能力。     

基于滑模反演控制方法的纵向制导控制一体化设计

针对高速机动目标的末端拦截问题,研究了拦截弹的制导控制一体化设计算法。首先建立了纵向通道的制导控制一体化模型,利用非线性状态变换将其转换为易于控制算法设计的标准形式,并将目标机动干扰从不确定项中分离出来。然后考虑系统的非匹配不确定性,将滑模控制与反演控制相结合,设计了拦截弹的一体化控制算法。仿真结果验证了所设计算法的有效性和鲁棒性。     

网络化飞行器执行机构故障自适应容错控制

针对存在随机短时延和外部干扰的网络化飞行器执行机构故障问题,提出了一种自适应容错控制方法。首先利用扩张状态观测器(Extended State Observer, ESO)对系统不确定性进行估计,并构建了自抗扰控制器对不确定性进行补偿。在此基础上,设计了一种基于跟踪误差的自适应容错控制方法。当执行机构发生未知故障后执行机构指令能自适应逼近设计值,使得重构的控制系统精确跟踪参考模型。最后利用Lyapunov函数方法证明了闭环控制系统的有界稳定。数值仿真校验了所提方法的有效性。     

重复使用运载火箭精确回收滑模动态面控制

针对可重复使用运载火箭一子级再入垂直着陆阶段，利用滑模动态面控制(SMDSC)技术设计了一个精确垂直回收控制策略。首先考虑运载火箭的燃料消耗、质心变化及转动惯量摄动等特点，建立运载火箭一子级返回段动力学模型。然后针对范数有界的不确定性和有界连续的未知干扰，设计一个滑模状态观测器和一个自适应参数估计器用于获得其估计值；随后，基于获得的状态估计值和未知参数估计值，设计了一个基于自适应动态面技术的跟踪控制律。最后，通过数值仿真，对比两种不同控制策略下的运载火箭垂直返回姿态角跟踪能力。结果表明，采用本文提出的自适应滑模动态面控制策略具有更好的跟踪效果.     

基于神经网络干扰观测器的柔性航天器姿态稳定控制

本文针对柔性航天器在惯性参数未知、外界干扰、输入饱和等复杂条件下的姿态控制问题,提出了1种基于神经网络干扰观测器的柔性航天器姿态稳定控制方法。首先,基于包含压电振动抑制输入的柔性航天器姿态动力学模型,构建了包含外界干扰、惯性参数不确定性的综合扰动项;其次,基于RBF神经网络设计干扰观测器与自适应参数调节律实时地估计综合扰动;再次,设计了1种固定时间收敛且有限时间稳定的非线性滑模控制器,并通过Lyapunov理论进行了稳定性分析;最后,利用航天器闭环姿态动力学系统进行数值仿真。结果表明:所设计的基于神经网络干扰观测器的控制方法可以有效实现航天器的姿态稳定、振动抑制与干扰估计,从而顺利完成航天器的高精高稳控制任务。     

滞环非线性系统的自抗扰动态面控制方法

针对输入端还有类齿隙滞环的二阶不确定性非线性系统,提出一种基于扩张状态观测器的输出反馈自抗扰控制算法。为便于扩张状态观测器设计,首先采用坐标变换将严格反馈系统转化为串联积分结构。然后,基于该结构设计了非线性扩张状态观测器对系统状态和总扰动信号观测。在控制器设计中,采用动态面技术设计输出反馈控制信号,取代滑模控制信号。最后,数值仿真结果表明,所提出的自抗扰控制算法在控制性能方面优于传统PID控制器。     

导弹敏捷转弯段的新型非奇异终端滑模控制

针对具有快时变性、不确定性、强非线性和系统初始状态远离平衡点等特点的敏捷导弹的直接力/气动力复合控制律设计问题,提出了一种新型非奇异终端滑模控制方法。为缩短到达平衡态的时间,设计了一种组合非奇异终端滑模面,提高了系统状态在滑模面上的收敛速度,设计了改进的变系数双幂次趋近律,提高了系统状态到达滑模面的速度,并利用扩张状态观测器实时估计系统内外扰动,消除了观测误差对系统造成的干扰,抑制了抖振。最后,证明了所提方法的有限时间收敛特性,通过仿真对比校验了所提方法的有效性。     

基于ESO的用户星天线跟踪指向控制技术

基于独特的非线性扩张状态观测器(ESO),提出了一种用户卫星天线跟踪指向控制系统。该系统由程序跟踪内环和自动跟踪外环组成。内环控制器由三阶ESO、线性比例微分控制律和静态解耦律组成。外环控制器为一简单的积分控制器。ESO能够在不依赖天线模型的情况下估计出系统状态和总扰动(称为扩张状态)。利用该扩张状态实现动态反馈补偿,则天线系统被简化为解耦的积分系统。基于ESO设计天线控制系统,无需精确的用户卫星天线模型。仿真结果表明,提出的天线控制系统具有较高的跟踪指向性能和对干扰和不确定性具有较强的鲁棒性。     

卫星制导炸弹控制回路中的自抗扰控制

针对卫星制导炸弹在实际应用中控制系统所面临的问题,提出了将自抗扰控制用于卫星制导炸弹控制回路中的控制方法,即利用扩张状态观测器对系统的干扰进行实时估计与补偿,将被控对象变成积分器串联型,进行非线性PD控制。分析及数值仿真结果表明,该控制方法具有较强的抗干扰能力,具有控制品质优良、精度高、算法简单等特点,是一种可应用于实际系统中的理想姿态控制方案。     

面向非沿迹成像的姿态跟踪扩展观测器滑模控制

针对地面兴趣点不沿星下点轨迹的动态非沿轨迹成像问题,设计一种结合扩展状态观测器的非奇异快速终端滑模控制器。首先根据非沿轨迹成像模型的需求推导卫星姿态参考轨迹。其次,根据由误差四元数描述的跟踪误差运动模型设计了非奇异快速终端滑模控制律。考虑到干扰抑制,引入了扩展状态观测器来观测系统的总扰动,从而降低滑模控制律中的切换增益,削弱系统抖振。然后再用模糊自适应系统对切换项进行在线逼近,柔化控制信号,进一步减振。最后,对具有干扰和参数不确定的姿态控制系统进行了数值仿真,结果表明该方法收敛速度快,控制精度高。     

再入飞行器的RCS控制系统设计

针对再入飞行器初始再入段的发动机反作用控制系统(RCS)控制精度问题,提出了一种新型发动机控制方法。首先,将飞行器模型分为慢回路和快回路分别进行控制器设计,采用非线性干扰观测器(DOB)来获取不确定项的估计值,并使用反演法及滑模控制方法设计了飞行器的慢回路和快回路控制律;其次,采用线性规划方法来获取最优RCS指令分配方案;在此基础上,对传统PWPF调制器进行改进,提出了积分补偿型PWPF调制器(IPWPF),采用描述函数法证明了该IPWPF的调制稳定性;最后,通过仿真验证了该方法相比于传统的控制方法具有较高的控制精度。     

通信拓扑切换下的多飞行器协同拦截方法

针对通信拓扑切换条件下的多飞行器协同拦截问题，提出了一种基于扩张状态观测器的协同制导方法。建立协同制导设计模型，将协同拦截问题转换为视线稳定条件下的剩余飞行时间调节问题。为解决机动目标状态不确定的问题，将目标的状态视作扰动，设计扩张状态观测器来估计机动目标的状态，并在制导律中对目标的机动进行补偿。利用有限时间一致性理论进行一致性控制协议的设计，实现各飞行器剩余飞行时间的有限时间一致，并利用Lyapunov稳定性理论分析通信拓扑切换情况下闭环系统的有限时间稳定性，给出了系统一致收敛时间。仿真结果表明，在通信拓扑变换的情况下，设计的观测器能够有效估计目标状态，且协同制导律能够满足对剩余飞行时间的控制要求，进而实现协同拦截。     

无速度测量下的航天器安全接近位姿一体化控制

针对考虑位姿耦合的非合作航天器交会对接场景,在没有速度测量情况下为了同时解决安全约束、模型不确定性、执行器故障和输入饱和问题,提出一种基于容积卡尔曼滤波算法(CKF)的自主安全接近方法。首先基于容积卡尔曼滤波器和扩张状态观测器(ESO)分别估计目标航天器的位姿信息和相对速度信息;然后通过将一种新颖的安全包络与人工势函数(APF)结合设计自适应滑模控制器,并设计非奇异辅助系统对执行器故障和输入饱和带来的影响进行集中处理。提出的控制策略在不违反安全约束情况下,能在固定时间内实现位置接近和姿态同步。通过李雅普诺夫方法可以保证闭环系统固定时间稳定。仿真结果表明,所提控制方法具有较高的精度和良好干扰抑制能力。     

拦截弹自适应最优滑模制导和控制一体化设计

针对传统制导和控制分开设计在拦截高速机动目标时的缺陷,设计了一种自适应最优滑模制导和控制一体化算法。首先基于零化视线角速率的思想,建立了制导和控制一体化模型;然后选取视线角速率为滑模面,结合HOSM鲁棒精确微分器参数,提出了一种最优滑模一体化制导和控制算法;最后设计了一种不确定性上界的自适应估计算法。仿真结果表明,与传统的制导和控制分开设计相比,所设计的一体化方法使得拦截弹具有更小的脱靶量,且姿态变化更加平稳。     

三维攻击角度约束部分制导控制一体化设计

针对侧滑转弯(STT)导弹带有攻击角度约束的机动目标拦截问题，提出一种基于自适应终端滑模动态面控制的三维部分制导控制一体化(PIGC)设计方法。首先，建立了针对机动目标拦截的侧滑转弯导弹三维部分制导控制一体化设计模型，且不需要导弹速度微分体轴系分量信息。然后，使用终端滑模控制理论构建误差向量与虚拟控制量，达成精确拦截与攻击角度约束的控制目的；引入有限时间非线性收敛扩张状态观测器(ESO)来在线估计系统不确定性；设计自适应算子与自适应更新律对观测器的估计误差进行补偿，以提高方法的鲁棒性。最后，三维空间拦截仿真校验了方法在提高拦截精度与增强角度约束收敛性能的有效性。