基于自抗扰理论的小型四旋翼飞行器姿态控制

针对四旋翼飞行器的强耦合性、非线性、易受外界干扰等控制难点,研究利用自抗扰控制器对四旋翼飞行器进行姿态控制的技术问题。通过牛顿-欧拉方程建立四旋翼飞行器动力学模型,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,再利用非线性反馈抑制补偿残差,进行四旋翼飞行器姿态控制仿真实验。结果表明:在存在模型参数摄动和外界扰动的情况下,扩张状态观测器很好地实时估计和补偿了四旋翼飞行器的总和干扰,基于自抗扰的四旋翼飞行器姿态控制系统具有较好的动态品质、稳态精度以及较强的鲁棒性。     

基于极值搜索的四旋翼无人机自抗扰控制

为了提高四旋翼无人机飞行过程中的抗干扰能力,提出了基于极值搜索算法的自抗扰控制技术。首先,建立了四旋翼无人机非线性数学模型;然后,设计了基于极值搜索的自抗扰控制器,对无人机的位置和姿态进行控制;同时,设计扩张状态观测器估计系统内部及外部总扰动,对系统扰动进行补偿。仿真结果表明,所提方法不仅能抑制外界干扰,而且能显著改善飞行控制系统的瞬态性能和稳态性能。     

一种航空发动机多变量自抗扰解耦控制律设计

研究了航空发动机多变量解耦控制律设计问题。提出了一种用于航空发动机多回路控制的多变量自抗扰解耦控制算法:首先通过静态解耦算法实现多变量耦合系统的静态解耦,而后通过ADRC非线性扩张观测器的补偿控制实现各回路的动态解耦,最终实现复杂多变量耦合系统的解耦控制。以某涡扇发动机非线性部件级实时数学模型为被控对象,基于上述多变量自抗扰解耦控制算法设计了发动机中间状态以上多变量控制律。在全包线内,与基于增广LQR控制方法设计发动机闭环系统,进行了对比研究。数字仿真结果表明,前者使得发动机闭环系统具有更好的指令跟踪和多回路解耦能力。     

基于PID和LESO的无人机控制

针对四旋翼无人机控制模型耦合程度高、非线性关系复杂,设计了一种基于PID和LESO的控制方法,选取无人机的某个状态变量作为控制量,通过简化模型对状态变量进行解耦控制,进而在控制系统中加入线性扩张状态观测器(LESO),提高模型的抗干扰能力。通过仿真和实际飞行与传统PID方法进行比较,充分验证了自抗扰控制(ADRC)在无人机飞行控制中具有鲁棒性强、精度高、易于实现等特点。     

基于自抗扰的无人机俯仰姿态控制

针对无人机俯仰姿态控制回路在模型参数和复杂外界环境等不确定性干扰影响下鲁棒性差、系统响应速度慢的问题,采用工程上易实现的自抗扰控制(ADRC)方法设计了俯仰姿态控制器,通过构造线性扩张状态观测器(LESO)估计不确定性干扰,并在控制回路中对干扰进行实时补偿.性能分析与仿真结果表明,基于ADRC的无人机俯仰姿态控制器具有良好的性能和干扰抑制能力,并且能够实现对控制指令的精确跟踪.     

基于扩张状态观测器的永磁同步电机自抗扰无源控制

针对传统永磁同步电机滑模控制存在的抖振以及系统抗扰动鲁棒性差问题,提出一种基于扩张状态观测器的永磁同步电机自抗扰无源控制方法。转速外环设计自适应滑模控制器,采用扩张状态观测器对系统干扰项进行观测,用其进行前馈补偿。电流内环将无源控制与自抗扰控制相融合,得到dq旋转坐标系下的电压给定。新型控制方法可有效抑制系统抖振,增强系统鲁棒性。试验结果验证了所提控制方法的有效性和实用性。     

基于LESO状态反馈的无人机速度控制

无人机速度回路的控制受外界环境、构型变换等不确定性干扰因素的影响较大,采用基于线性扩张状态观测器（LESO）的自抗扰控制方法能准确估计并补偿不确定性干扰,在观测器的基础上加入状态反馈和指令前馈,能获得良好的稳态、动态品质。性能分析与仿真结果表明,基于LESO状态反馈的无人机速度控制方法具有良好的干扰抑制能力,能够实现对控制指令的精确跟踪。     

基于BPNN参数整定的四旋翼吊挂自抗扰飞行控制

针对四旋翼无人机吊挂系统状态耦合和载荷抗摆问题,开展了四旋翼无人机吊挂系统抗摆飞行控制研究。首先,利用牛顿-欧拉法和拉格朗日方程建立吊挂系统的动态特性方程。然后,采用反向传播神经网络(BPNN)在线调节自抗扰控制(ADRC)中的扩张状态观测器(ESO)参数,以提高ESO的估计精度和控制器的抗干扰能力。最后,通过仿真对比分析了反向传播神经网络-自抗扰控制(BPNN-ADRC)和传统ADRC的控制系统性能。仿真结果表明,基于BPNN-ADRC的飞行控制系统不仅具有稳定的轨迹跟踪能力,参数调节容易,而且响应速度快,超调量小,抗干扰能力强。     

基于双闭环ADRC的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制

针对串级ADRC抗干扰能力弱等问题,提出了一种基于改进自抗扰控制的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制方法。基于偏差理论分析发现,传统扩张状态观测器存在稳态误差大、参数选择困难的问题,对扩张状态观测器进行改进,提高了扰动估计精度,降低了系统的稳态误差。设计了改进ADRC的双闭环飞行控制系统,以定点悬停、轨迹跟踪、抗风扰试验方式,与基于串级ADRC的飞行控制系统进行性能对比分析。结果表明,基于改进自抗扰控制的飞行控制系统抗干扰能力更强,稳态误差更小,调节速度更快。     

基于扩张状态观测器的燃气舵舵机位置控制

为了实现对燃气舵舵片的高精度位置控制,设计了高阶非线性扩张状态观测器对舵机位置系统进行精确闭环控制。通过将参数摄动耦合项和外界扰动项合并为一个新的状态量,将原有三阶位置系统扩张为四阶控制系统。采用滑模变结构控制器对状态观测器观测结果进行控制,使舵机偏转角度达到预定值。分别采用传统PID控制和所设计的高阶非线性扩张状态观测器对舵机控制系统进行仿真,来验证所设计的控制器的响应性能和稳定性能。结果表明:相比于传统的PID控制器,所设计的高阶非线性扩张状态控制器具有更高的跟踪精度和更快的响应性能,其响应时间在0.1s以内,提升了约0.7s,且该控制系统无超调量的产生。该控制器在鲁棒性、抗干扰性上体现出更好的特点,因此可以更好地实现整体伺服系统的位置控制。     

无轴承异步电机的自抗扰控制策略

针对无轴承异步电机(BLIM)的逆系统解耦控制性能受负载和参数变化影响的问题,在转子磁链定向逆系统解耦控制的基础上,采用自抗扰控制器(ADRC)替换经典的PID控制器,将BLIM模型中的交叉耦合项、本体参数变化和负载视为“扰动”,统一用ADRC的扩张状态观测器(ESO)估测,非线性状态误差反馈控制器(NLSEF)进行补偿。仿真结果表明:采用了ADRC,系统具有较好的动态解耦控制性能;同时,对电机参数和负载变化具有更好的鲁棒性。     

A New Hybrid Control Scheme for an Integrated Helicopter and Engine System

A new hybrid control scheme is presented with a robust multiple model fusion control(RMMFC) law for a UH-60 helicopter and an active disturbance rejection control(ADRC) controller for its engines.This scheme is a control design method with every subsystem designed separately but fully considering the couplings between them.With three subspaces with respect to forward flight velocity,a RMMFC is proposed to devise a four-loop reference signal tracing control for the helicopter,which escapes the closed-loop system from unstable state due to the extreme complexity of this integrated nonlinear system.The engines are controlled by the proposed ADRC decoupling controller,which fully takes advantage of a good compensation ability for unmodeled dynamics and extra disturbances,so as to compensate torque disturbance in power turbine speed loop.By simulating a forward acceleration flight task,the RMMFC for the helicopter is validated.It is apparent that the integrated helicopter and engine system(IHES) has much better dynamic performance under the new control scheme.Especially in the switching process,the large transient is significantly weakened,and smooth transition among candidate controllers is achieved.Over the entire simulation task,the droop of power turbine speed with the proposed ADRC controller is significantly slighter than with the conventional PID controller,and the response time of the former is much faster than the latter.By simulating a rapid climb and descent flight task,the results also show the feasibility for the application of the proposed multiple model fusion control.Although there is aggressive power demand in this maneuver,the droop of power turbine speed with an ADRC controller is smaller than using a PID controller.The control performance for helicopter and engine is enhanced by adopting this hybrid control scheme,and simulation results in other envelope state give proofs of robustness for this new scheme.     

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

移动质心再入飞行器建模及自抗扰滚动控制

基于移动质心滚动控制方案,研究了其动力学系统建模和非线性耦合系统控制的问题。不同于移动质心控制系统建模中常用的牛顿力学建模和常规拉格朗日建模法,采用准坐标形式的拉格朗日法建立了完整的系统动力学方程,避免了牛顿力学中复杂的相互作用力分析和常规拉格朗日建模法物理意义不明确的缺点。鉴于移动质心滚动控制系统的非线性、耦合性和时变性,提出把系统的非线性耦合项和外部干扰统归为未知扰动,并采用自抗扰控制(ADRC)技术进行估计和补偿,相对于常用的比例微分(PD)控制,自抗扰控制器能更好地适应系统参数的变化,具有很强的鲁棒性。最后,通过数学仿真验证了整个控制方案的可行性。     

结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。     

直升机/涡轴发动机综合系统鲁棒抗扰控制设计

提出了一种直升机/涡轴发动机综合系统鲁棒抗扰控制方法。分别设计了基于线性矩阵不等式(LMI)的鲁棒保性能控制的直升机四通道多变量控制器和涡轴发动机转速控制器;为了进一步提高发动机自由涡轮转速环的抗扰能力,结合自抗扰控制(ADRC)方法,构建了涡轴发动机转速鲁棒保性能控制+扭矩ADRC补偿的控制方案,充分利用了ADRC控制强的干扰补偿能力,避免了鲁棒设计方法的保守性。在UH-60直升机/涡轴发动机综合模型仿真环境下通过模拟直升机大幅急速升降操作,验证了直升机/涡轴发动机综合系统所采用的鲁棒抗扰控制,尤其是涡轴发动机鲁棒自抗扰控制,具有理想的抗扰控制效果,能够抑制直升机机动操作过程中大的扭矩扰动对涡轴发动机造成的不利影响,从而使直升机具有更好的机动能力。     

战斗机超机动飞行自抗扰控制器设计

提出了一种利用自抗扰控制器算法在大包线范围内设计超机动飞行控制系统的新方法。根据奇异摄动理论和自抗扰控制器能够动态补偿系统模型扰动和外扰的特性,在超机动飞行的快慢子回路中分别引入自抗扰控制器,实现了快变量和慢变量的动态解耦控制。控制律设计直接依据超机动飞行的强耦合、强非线性模型,在很大的包线范围内不需要改变控制器的结构和参数,大大简化了设计过程。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,为解决大包线范围内的超机动飞行控制问题提供了一种新的途径。     

不同波系配置的鼓包压缩面引起的激波/边界层干扰特性

为了对不同波系配置的鼓包压缩面引起的锥形激波和来流边界层干扰的流场特性进行对比分析,分别以总偏转角相同的单锥、双锥和等熵锥等3种外锥流场为基准流场,在来流马赫数为2.0的条件下,采用流线追踪法设计了3种鼓包压缩面。在此基础上,采用数值仿真的方法对这3种鼓包压缩面在不同马赫数下的三维激波/边界层干扰流场进行了对比分析,结果表明:相比于单锥鼓包,双锥和等熵鼓包流场中的涡量集中区明显减小,且涡核处的涡量值也有所降低;对于双锥和等熵鼓包,由于受到后续波系的干扰,其表面流动的拓扑结构不再呈现出锥形相似性;双锥与等熵鼓包具有和单锥鼓包相同的边界层排移能力,且这一能力不随来流马赫数的变化而变化。此外,采用多波系配置能提高鼓包外压缩系统的总压恢复系数,波系数目越多,提升的程度就越大,且这一优势在高马赫数下更加明显。      

运载火箭电动伺服机构前馈自抗扰控制方法的设计

运载火箭伺服机构是火箭的执行机构,在工作过程中不仅要求伺服机构具有较好的阶跃响应和力矩抗扰性能,还要求伺服机构能够较好地跟踪箭载计算机发送的位置随动指令。常规的自抗扰控制(ADRC)建模时,将输入的微分量近似为0,使得输入时变信号时会产生建模误差,该误差无法通过扩张状态观测器(ESO)进行观测并补偿,导致系统的跟踪误差较大。针对常规自抗扰控制对时变信号跟踪误差较大的问题,提出了一种将位置输入微分前馈(PIDF)引入自抗扰控制的前馈自抗扰控制方法。通过理论推导和建模仿真得知,该方法可降低系统对正弦输入信号的跟踪误差并提高系统的动态特性,同时仍具有较强的抗干扰性能。最后通过试验验证了该方法的有效性。