韓少君 倪 昆 熊寸平 張慶振

1.北京航空航天大學(xué)，北京 100191 2.北京航天自動(dòng)控制研究所, 北京 100854

基于復(fù)合抗飽和策略的火星飛機(jī)自適應(yīng)控制

韓少君1倪 昆1熊寸平2張慶振1

1.北京航空航天大學(xué)，北京 100191 2.北京航天自動(dòng)控制研究所, 北京 100854

目前，伴隨著火星探測(cè)的興起，火星飛機(jī)越來(lái)越受重視。目前對(duì)火星大氣研究不充分，火星飛機(jī)飛行環(huán)境特殊，存在強(qiáng)烈的不確定性和干擾。同時(shí)稀薄的火星大氣與受限的飛機(jī)尺寸限制了操縱的機(jī)構(gòu)控制能力。為了解決這2個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題，提出了一種基于復(fù)合抗飽和策略的自適應(yīng)控制器，將模型誤差、不確定性和干擾視為系統(tǒng)的“總和擾動(dòng)”，利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器觀測(cè)并加以補(bǔ)償。針對(duì)控制能力受限帶來(lái)的控制飽和，提出偽控制限制與基于誤差補(bǔ)償?shù)臄U(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器抗飽和方案相結(jié)合的復(fù)合抗飽和策略。仿真結(jié)果表明，該控制方法能較好地完成指令跟蹤，并有效抵制不確定性和干擾影響，效果良好，有效改善了控制飽和帶來(lái)的響應(yīng)遲滯等現(xiàn)象，使系統(tǒng)具有較強(qiáng)的抗飽和特性。 關(guān)鍵詞 火星飛機(jī)；擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器；偽控制限制；復(fù)合抗飽和策略

近年來(lái)，對(duì)于火星飛機(jī)作為火星探測(cè)科學(xué)平臺(tái)的討論不斷。傳統(tǒng)軌道探測(cè)器屬于大尺度探測(cè)，探測(cè)范圍廣，但探測(cè)顆粒度較大；火星探測(cè)器探測(cè)顆粒度較小，但屬于小尺度探測(cè)，活動(dòng)范圍小?；鹦秋w機(jī)則屬于中尺度探測(cè)[1]，具有比天基平臺(tái)軌道探測(cè)更高的分辨率及比火星表面探測(cè)器更大的活動(dòng)范圍，還具有比其他科學(xué)平臺(tái)更高的操縱性。但是，火星飛機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中面臨幾大突出問(wèn)題：控制受限、強(qiáng)干擾和不確定性。

目前國(guó)內(nèi)外對(duì)火星飛機(jī)控制問(wèn)題有一些研究，主要采用H∞控制、復(fù)合非線性反饋控制的方法來(lái)設(shè)計(jì)火星飛機(jī)的控制系統(tǒng)[2-3]，這些文獻(xiàn)中的控制器大都是基于理想情況設(shè)計(jì)的。實(shí)際上，由于火星表面大氣稀薄、環(huán)境復(fù)雜， 火星飛機(jī)巡航飛行時(shí)，飛行跨度過(guò)大，或遇到外界干擾使飛行器的狀態(tài)發(fā)生突變，執(zhí)行機(jī)構(gòu)容易飽和。當(dāng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和后，飛行控制系統(tǒng)的控制性能將下降，甚至不穩(wěn)定。對(duì)于自適應(yīng)控制系統(tǒng)，執(zhí)行器的長(zhǎng)期飽和將帶來(lái)嚴(yán)重不利的影響。因此，為了保證控制系統(tǒng)的性能，本文引入偽控制限制(Pseudo-ControlHedging,PCH)[4]及基于誤差補(bǔ)償?shù)臄U(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器(ExtendedStateObserver,ESO)抗飽和方案[5]這2種機(jī)理不同但互補(bǔ)的抗飽和方案形成復(fù)合抗飽和策略，將其與控制系統(tǒng)結(jié)合，形成具有強(qiáng)魯棒性與抗飽和特性的控制系統(tǒng)。

本文從火星飛機(jī)的縱向模型出發(fā)，考慮巡航飛行控制要求與參數(shù)不確定性，對(duì)模型進(jìn)行反饋線性化處理，繼而搭建基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的自適應(yīng)控制系統(tǒng)，并且加入了復(fù)合抗飽和策略。給出了火星飛機(jī)模型、控制系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)與相關(guān)的數(shù)值仿真結(jié)果，驗(yàn)證了本文提出方法的有效性和優(yōu)越性。

1 火星飛機(jī)模型

研究模型是火星飛機(jī)模型，由于火星大氣稀薄，

假定火星飛機(jī)橫縱向耦合較弱，建立縱向模型

(1)

其中，V,γ,h,α,q,β分別為速度、航跡傾斜角、高度、攻角、俯仰角速度和發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥；L,D,T,Myy分別為升力、阻力、推力和俯仰力矩，具體計(jì)算公式見(jiàn)文獻(xiàn)[2]。

為了研究火星飛機(jī)巡航飛行控制，氣動(dòng)數(shù)據(jù)是在標(biāo)稱巡航段擬合簡(jiǎn)化而得，以文獻(xiàn)[2]的氣動(dòng)數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)，加入拉偏項(xiàng)如下

(2)

火星環(huán)境數(shù)據(jù)及火星飛機(jī)模型數(shù)據(jù)獲取自文獻(xiàn)[6]，加入拉偏項(xiàng)如下

(3)

2 基于ESO的自適應(yīng)控制器設(shè)計(jì)

2.1 輸入/輸出線性化

反饋線性化的基本思想是通過(guò)狀態(tài)反饋消去非線性系統(tǒng)中的非線性部分，使閉環(huán)動(dòng)態(tài)成為一個(gè)線性系統(tǒng)。輸入/輸出線性化是反饋線性化的一種，目的是建立系統(tǒng)輸出與控制輸入之間的一個(gè)簡(jiǎn)單而直接的關(guān)系。對(duì)于MIMO系統(tǒng)，每一個(gè)輸出對(duì)時(shí)間求足夠次數(shù)的微分，直至結(jié)果出現(xiàn)至少一個(gè)控制量為止，并記微分次數(shù)為ri。對(duì)于m維輸出向量的n階非線性系統(tǒng)，其相對(duì)階r定義為

(4)

若r=n，則該系統(tǒng)能完全反饋線性化，沒(méi)有零動(dòng)態(tài)。在設(shè)計(jì)控制器時(shí)，不需要檢驗(yàn)內(nèi)動(dòng)態(tài)是否穩(wěn)定[7]。

對(duì)于巡航飛行控制，輸出是火星飛機(jī)的速度V和高度h，輸入為節(jié)流閥設(shè)置βc和升降舵偏角δe。對(duì)速度和高度分別連續(xù)求3次和4次微分，可以得到線性輸出動(dòng)態(tài)，則相對(duì)階r為7?？疾焓?4)，系統(tǒng)階數(shù)n為7。由于r=n，系統(tǒng)能完全反饋線性化，具體推導(dǎo)參見(jiàn)文獻(xiàn)[8]，結(jié)果如下所示

(5)

2.2 控制器設(shè)計(jì)

式(5)寫(xiě)成緊湊形式

(6)

其中，f=[fV,fh]T,u=[βc,δe]T。

u=B-1(v-f)

(7)

根據(jù)式(7)設(shè)計(jì)非線性動(dòng)態(tài)逆控制器

(8)

其中，

(9)

(10)

式(9)和(10)對(duì)應(yīng)Vd,V,hd,h的各階導(dǎo)數(shù)均由跟蹤微分器生成。

結(jié)合上述式子，可以得到閉環(huán)系統(tǒng)的誤差動(dòng)態(tài)

(11)

式(11)對(duì)應(yīng)的特征方程為

(12)

根據(jù)飛行任務(wù)要求，調(diào)整上述特征方程的系數(shù)至符合Hurwitz判據(jù)，能使速度、高度的誤差動(dòng)態(tài)漸進(jìn)穩(wěn)定到0。

2.3 擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器(ESO)設(shè)計(jì)

火星飛機(jī)飛行過(guò)程中呈現(xiàn)很強(qiáng)的非線性特性，難以用解析式描述，導(dǎo)致動(dòng)態(tài)逆控制器的控制性能降低。為了對(duì)系統(tǒng)的不確定性進(jìn)行補(bǔ)償，引入擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器。ESO是自抗擾控制的核心，它能對(duì)系統(tǒng)的總擾動(dòng)進(jìn)行動(dòng)態(tài)觀測(cè)并在控制器中進(jìn)行自適應(yīng)補(bǔ)償，且ESO的構(gòu)建不依賴于生成擾動(dòng)的具體數(shù)學(xué)模型，十分實(shí)用[9]。

在式(6)中加入火星飛機(jī)模型的不確定性及外界擾動(dòng)，并將其等效至速度及高度通道，得

(13)

其中，[gV,gh]T為等效擾動(dòng)，在此假定執(zhí)行機(jī)構(gòu)沒(méi)有飽和情況出現(xiàn)，存在執(zhí)行器飽和的情況將在后面詳細(xì)介紹。

(14)

對(duì)式(14)系統(tǒng)設(shè)計(jì)二階ESO

(15)

其中，非線性函數(shù)

g(z)=fal(z,α,δ)

(16)

根據(jù)文獻(xiàn)[10]中“參數(shù)動(dòng)態(tài)確定法”選取合適的α,δ,β01,β02，擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器在保證自身漸近穩(wěn)定性的同時(shí)，可以對(duì)等效擾動(dòng)進(jìn)行很好的估計(jì)，高度回路ESO的設(shè)計(jì)基本相同。

在對(duì)等效擾動(dòng)[gV,gh]T進(jìn)行了準(zhǔn)確的估計(jì)之后，對(duì)2.2節(jié)中設(shè)計(jì)的動(dòng)態(tài)逆控制器加入對(duì)擾動(dòng)的抑制，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)指令信號(hào)更好的跟蹤，控制律為

(17)

(18)

可以看出，只要ESO觀測(cè)結(jié)果準(zhǔn)確，等效擾動(dòng)就可以得到很好的補(bǔ)償，速度和高度得以準(zhǔn)確地跟蹤指令信號(hào)。

3 復(fù)合抗飽和策略

3.1 偽控制限制

(19)

將偽控制補(bǔ)償信號(hào)引入?yún)⒖寄Ｐ椭校淖儏⒖寄Ｐ偷臓顟B(tài)更新，進(jìn)一步影響參考模型輸出，從而將執(zhí)行機(jī)構(gòu)的飽和特性影響轉(zhuǎn)移到參考模型中[4]。

偽控制限制結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 偽控制限制結(jié)構(gòu)

對(duì)于速度的參考模型，由于控制器的輸入需要速度的3次微分，因此選擇4階的跟蹤微分器，微分方程如下：

u=Vc

(20)

(21)

(22)

其中，

(23)

該跟蹤微分器輸出y的前3個(gè)分量，用于計(jì)算跟蹤誤差，即：

(24)

vcmd_V=x4

(25)

同理，對(duì)于高度的參考模型，選擇5階的跟蹤微分器，微分方程及參考模型的輸出如下：

u=hc

(26)

(27)

(28)

該跟蹤微分器輸出y的前4個(gè)分量，用于計(jì)算跟蹤誤差，即

(29)

vcmd_h=x5

(30)

以速度通道為例，假設(shè)控制指令過(guò)大，執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和，則產(chǎn)生對(duì)應(yīng)的偽控制補(bǔ)償信號(hào)：

vh_V>0

(31)

分析來(lái)自La Esperanza地區(qū)調(diào)查的數(shù)據(jù)。首先，參與超市供應(yīng)鏈的概率被評(píng)估為社會(huì)經(jīng)濟(jì)，農(nóng)業(yè)，交易成本和組織變量的函數(shù)。這一分析結(jié)果表明，社會(huì)經(jīng)濟(jì)和農(nóng)業(yè)特點(diǎn)無(wú)統(tǒng)計(jì)顯著性差異。這一結(jié)果的原因可能是調(diào)查人口的同質(zhì)化，主要包括條件相似的小規(guī)模農(nóng)戶。然而，交易成本與生產(chǎn)低質(zhì)量風(fēng)險(xiǎn)，運(yùn)輸和分級(jí)問(wèn)題這些因素有非常重要的相關(guān)性，構(gòu)成了農(nóng)民在超市供應(yīng)鏈中的參與約束。相反，供應(yīng)鏈中相對(duì)較高的價(jià)格和對(duì)買(mǎi)家的信任，對(duì)農(nóng)民加入又有積極的作用。有關(guān)交易成本的結(jié)果與本研究分析框架中的理論預(yù)期是一致的。

綜上，偽控制限制抗飽和策略將執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸入動(dòng)態(tài)對(duì)自適應(yīng)控制器的影響轉(zhuǎn)化為對(duì)參考模型的影響，從而避免擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器受執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸入飽和的影響而輸出錯(cuò)誤的補(bǔ)償信號(hào)。因此，引入偽控制限制抗飽和策略能保證擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器估計(jì)補(bǔ)償作用的正常運(yùn)行，使自適應(yīng)控制系統(tǒng)具有一定的抗飽和特性。

3.2 基于誤差補(bǔ)償?shù)腅SO抗飽和策略

執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和使控制器輸出與執(zhí)行器輸出之間存在誤差，導(dǎo)致控制器狀態(tài)無(wú)法準(zhǔn)確估計(jì)。ESO具有估計(jì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)狀態(tài)的功能，因此，可以將控制器輸出與執(zhí)行器輸出之間的誤差反饋回ESO，這樣ESO就可估計(jì)并補(bǔ)償執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和所帶來(lái)的誤差，實(shí)現(xiàn)抗飽和效果。同樣，飽和約束環(huán)節(jié)前后的信號(hào)一致，補(bǔ)償環(huán)節(jié)將不再發(fā)揮作用，系統(tǒng)轉(zhuǎn)換為一般的自適應(yīng)控制系統(tǒng)。

這種基于誤差補(bǔ)償?shù)腅SO抗飽和機(jī)構(gòu)如圖 2所示。

圖2 基于誤差補(bǔ)償?shù)腅SO抗飽和方案

圖2中，kc為可調(diào)節(jié)的誤差補(bǔ)償系數(shù)，增加kc可以使誤差得到更快的補(bǔ)償，但是會(huì)造成ESO的不穩(wěn)定，因此kc需要調(diào)節(jié)至合適的值[5]。

以速度通道為例，擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器經(jīng)過(guò)抗飽和環(huán)節(jié)之后由式(15)成為

(32)

此時(shí)，由于控制飽和所造成的誤差可以借助ESO的估計(jì)能力得到估計(jì)和補(bǔ)償。

3.3 復(fù)合抗飽和策略與控制系統(tǒng)的結(jié)合

實(shí)際控制系統(tǒng)中，執(zhí)行機(jī)構(gòu)由于自身特性的限制，輸出值不能準(zhǔn)確地跟蹤控制器輸出，導(dǎo)致系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能變差,甚至崩潰。執(zhí)行機(jī)構(gòu)約束造成控制器輸出與執(zhí)行器輸出之間存在誤差，抗飽和策略的實(shí)現(xiàn)正是基于這個(gè)誤差。

由3.1節(jié)可知，偽控制限制抗飽和策略將控制器輸出與執(zhí)行器輸出之間的誤差稱為偽控制補(bǔ)償信號(hào)，通過(guò)輸入輸出線性化后的模型求解轉(zhuǎn)化為參考模型補(bǔ)償信號(hào)，將其引入?yún)⒖寄Ｐ蜕森h(huán)節(jié)中，通過(guò)減緩參考模型信號(hào)達(dá)到抗飽和的作用，從而保證擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的正常工作。

3.2節(jié)中基于誤差補(bǔ)償?shù)臄U(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器抗飽和方案同樣是基于控制器輸出與執(zhí)行器輸出之間誤差進(jìn)行工作的。將該誤差引入ESO中，利用ESO自身的估計(jì)補(bǔ)償作用對(duì)其進(jìn)行估計(jì)并補(bǔ)償。通過(guò)改變ESO輸出前饋補(bǔ)償量調(diào)節(jié)控制器輸出來(lái)達(dá)到抗飽和效果。

因此，偽控制限制與基于誤差補(bǔ)償?shù)臄U(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器抗飽和方案同是基于控制器輸出與執(zhí)行器輸出之間誤差進(jìn)行工作，偽控制限制抗飽和策略通過(guò)調(diào)節(jié)參考模型信號(hào)保證擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的正常工作，擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器通過(guò)對(duì)該誤差進(jìn)行估計(jì)補(bǔ)償，調(diào)節(jié)執(zhí)行器輸入達(dá)到抗飽和的效果。兩者相輔相成、協(xié)同運(yùn)作，成為一種復(fù)合抗飽和策略，與控制系統(tǒng)結(jié)合可以有效提高系統(tǒng)的抗飽和性能。

完整的控制系統(tǒng)如圖3所示。

4 仿真結(jié)果及分析

初始條件：標(biāo)稱巡航段(V=150m/s,h=2500m)的配平狀態(tài)，如下所示：

V=150m/s,γ=0rad,α=0.0281rad,

圖3 復(fù)合抗飽和策略與控制系統(tǒng)結(jié)合

對(duì)于升降舵，傳遞函數(shù)為二階慣性環(huán)節(jié)(ξ=0.707,ωn=25)，舵面偏轉(zhuǎn)角最大范圍為±20°，偏轉(zhuǎn)速率最大范圍為±60(°)/s。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥，工作范圍為[0,1]。

仿真指令：Vd=220m/s,hd=2700m的階躍信號(hào)；ESO參數(shù)：α=0.5,δ=0.05,β01=100,β02=500；ESO誤差補(bǔ)償系數(shù):kc_ βc=0.5,kc_δe= 0.9。

控制系統(tǒng)參數(shù)：λ1=0.8,λ2=1,

設(shè)定如下拉偏量：

無(wú)參數(shù)拉偏、加入擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器、不加入抗飽和策略時(shí)，仿真結(jié)果如圖 4所示，由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)的持續(xù)飽和，ESO輸出錯(cuò)誤的補(bǔ)償信號(hào)，導(dǎo)致高度和速度回路全都發(fā)散，最終導(dǎo)致系統(tǒng)崩潰。

在以上仿真基礎(chǔ)上加入復(fù)合抗飽和策略，仿真結(jié)果如圖 5所示，高度和速度準(zhǔn)確跟蹤參考模型輸出。

圖4 標(biāo)稱情況無(wú)抗飽和策略仿真結(jié)果

控制量仿真曲線如圖 6所示，可以看出發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥在0～38s內(nèi)一直處于幅值飽和狀態(tài)，而升降舵在0～3s內(nèi)處于速率飽和狀態(tài)。擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器結(jié)構(gòu)中,由于飽和誤差存在產(chǎn)生誤差補(bǔ)償量，對(duì)應(yīng)于控制量飽和時(shí)段，基于誤差補(bǔ)償?shù)臄U(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器抗飽和策略一直工作到執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和結(jié)束，由于執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和情況不太嚴(yán)重，僅有這一種抗飽和策略在工作，偽控制限制抗飽和策略沒(méi)有產(chǎn)生作用，輸出為0。

在參數(shù)拉偏、加入復(fù)合抗飽和策略時(shí)，仿真結(jié)果如圖 7所示。由仿真結(jié)果可見(jiàn)，在執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和情況下，復(fù)合抗飽和策略同時(shí)作用,有效地消除執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和所帶來(lái)的誤差，高度和速度準(zhǔn)確跟蹤參考模型輸出。

由圖8可見(jiàn)，執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和時(shí)，偽控制限制環(huán)節(jié)有輸出，從而影響參考模型的輸出，減弱執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和影響。同時(shí)，ESO中誤差補(bǔ)償環(huán)節(jié)也在作用，通過(guò)ESO的估計(jì)補(bǔ)償作用補(bǔ)償消除部分執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和所帶來(lái)的誤差，通過(guò)復(fù)合抗飽和策略的應(yīng)用，最終使系統(tǒng)跟蹤誤差無(wú)靜差鎮(zhèn)定到0，使系統(tǒng)具有較強(qiáng)的抗飽和特性。

圖5 標(biāo)稱情況應(yīng)用復(fù)合抗飽和策略速度及高度跟蹤曲線

圖6 標(biāo)稱情況應(yīng)用復(fù)合抗飽和策略控制量曲線

圖7 拉偏情況應(yīng)用復(fù)合抗飽和策略速度及高度跟蹤曲線

圖8 拉偏情況應(yīng)用復(fù)合抗飽和策略控制量曲線

5 結(jié)論

研究了火星飛機(jī)巡航飛行控制問(wèn)題，針對(duì)參數(shù)不確定性和輸入飽和，設(shè)計(jì)了基于復(fù)合抗飽和策略的自適應(yīng)控制器。利用擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器良好的估計(jì)補(bǔ)償能力，在沒(méi)有或短時(shí)間的輸入飽和情況下，擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器能很好地消除模型誤差，使系統(tǒng)的跟蹤誤差無(wú)靜差鎮(zhèn)定。同時(shí)，控制系統(tǒng)采用復(fù)合抗飽和策略,通過(guò)偽控制限制調(diào)節(jié)參考模型輸出以及通過(guò)ESO估計(jì)補(bǔ)償執(zhí)行機(jī)構(gòu)飽和帶來(lái)的誤差，避免長(zhǎng)時(shí)間的輸入飽和導(dǎo)致系統(tǒng)崩潰，使系統(tǒng)能夠克服一定程度的輸入受限問(wèn)題。仿真結(jié)果表明，所設(shè)計(jì)的基于復(fù)合抗飽和策略的自適應(yīng)控制系統(tǒng)具有較強(qiáng)的穩(wěn)定性、魯棒性和抗飽和特性。

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Adaptive Control of Mars Aircraft Based on Compound Anti-Saturation Strategy

Han Shaojun1，Ni Kun1，Xiong Cunping2，Zhang Qingzhen1

1.Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100191, China 2. Beijing Aerospace Automatic Control Institute, Beijing 100854, China

Atpresent,withtherisingofMarsexploration, Marsaircraftisfocusedincreasingly.DuetothelackofatmosphericresearchonMarsandspecialflyingenvironmentoftheMarsaircraft,therearealsostronguncertaintyandinterference.ThecontrolofthecontrolmechanismisdeterminedbythethinMarsatmosphereandthelimitedsizeoftheaircraft.Inordertosolvethesetwokeyproblems,anadaptivecontrollerbasedoncompoundanti-saturationstrategyisproposed.Themodelerrors,uncertaintiesanddisturbancesareconsideredassumdisturbancesofthesystem,whichareobservedandcompensatedbyusingtheextendedstateobserver.Aimingatthecontrolsaturationcausedbythelimitationofcontrolability,acompoundanti-saturationstrategywhichiscombiningpseudo-controlhedgingwithanti-saturationschemebasedonextendedstateobserverisproposed.Thesimulationresultsshowthattheinstructioncanbetrackedandtheinfluenceofuncertaintyandinterferencecanberesistedeffectivelybyusingtheproposedcontrolmethod.Thecompoundanti-saturationstrategyhasgoodeffectandcanimprovetheresponsehysteresiscausedbythecontrolsaturation.Thus,thesystemhasastronganti-saturationcharacteristics.

Marsaircraft;Extendedstateobserver(ESO);Pseudo-controlhedging(PCH)；Compoundanti-saturationstrategy

2017-03-06

韓少君(1993-)，男，山西原平人，碩士，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制；倪 昆(1991-)，男，蘇州人，博士，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航制導(dǎo)與控制；熊寸平(1979-)，男，浙江長(zhǎng)興人，碩士，主要研究方向?yàn)樽詣?dòng)控制；張慶振(1976-)，男，江蘇沛縣人，博士后，主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制。

TP273

A

1006-3242(2017)03-0040-09