考虑控制输入饱和的卫星姿态调节控制

研究了刚体卫星在控制输入饱和、外干扰和参数不确定性存在时的姿态调节控制问题.设计了可动态调节参数的控制器,能够保证姿态和角速度都是渐近趋于零的.通过李亚普诺夫方法证明了闭环系统零平衡点的全局渐近稳定性.所提出的控制方案不依赖于卫星的转动惯量,因此对参数不确定性具有鲁棒性.仿真结果表明,在控制输入饱和情况下,所设计的控制方案在实现姿态控制的同时,对外部扰动也能够有效地抑制.     

卫星编队飞行的相对姿态控制

使用基于李亚普诺夫的控制方法,研究了双星编队飞行系统的相对姿态控制问题.考虑角速度可测和角速度信息不可测量两种情况,进行了状态反馈和输出反馈的姿态控制算法的设计,并通过李亚普诺夫方法证明了编队飞行系统全局渐近稳定性.最后对给出的算法进行了数值仿真.结果表明,所设计的控制算法实现了编队卫星之间的姿态协同控制,是可行的、有效的.     

一种非线性姿态系统的渐近解耦控制律

介绍了一种非线性姿态系统的渐近解稳定控制律。从卫星姿态控制的具体问题出发,针对姿态系统模型自身的非线性特点和控制任务要求,将原非线性控制系统变换为一渐近解耦、渐近稳定系统。在三个体轴旋转角速度和三个姿态角都可以得到的前年下,选取姿态角偏差作了新的状态变量,给出角偏差方程解耦时体轴旋转角速度所应满足的一个条件,并通过构造一类稳定的系统,求解出使这个解耦条件渐近成立的非线性反馈稳定控制律。所得到的渐近     

事件驱动的卫星编队姿态分布式协同控制

星间信息交互是卫星编队姿态协同控制的基础.为降低姿态协同控制对星间交互的信息量,满足资源和通信带宽受限等约束,在卫星编队Euler-Lagrange姿态动力学模型的框架内,提出了一种基于事件驱动的相对姿态分布式自适应控制算法.通过设计含有星间状态偏差、关联矩阵等的事件驱动函数,当该函数值满足条件时触发事件、更新数据,在非触发时间内利用触发时刻的信息设计控制算法,从而将卫星编队姿态一致性协同控制转化为事件驱动控制问题,有效降低了控制输入更新频次及星间信息交互量.基于Lyapunov理论证明了在事件驱动自适应控制器作用下,领航者—跟随者卫星编队系统是全局渐近稳定的.并证明了事件触发时间序列不会产生Zeno现象,即事件触发间隔时间存在下界.进行数值仿真验证事件驱动自适应控制算法的有效性,并将其与传统自适应控制算法相比较,仿真结果表明,所设计的控制算法在保证闭环系统控制性能的前提下,显著降低了控制输入更新频次和星间交互信息量,满足星上能量和星间通信能力等约束.     

输入有界的挠性航天器姿态跟踪滑模控制

针对三轴稳定挠性航天器输入受限的姿态跟踪问题,设计了一类滑模自适应姿态跟踪控制器,它能确保闭环系统在一定条件下具有全局渐近稳定性,且满足控制输入有界的要求;同时,该控制方案是一种模型独立的控制方法,不依赖于航天器结构参数及模态阶数,而且通过引入参数自适应控制律,使得控制器的设计也不依赖于参数不确定性和外部干扰力矩的界函数,具有较强的鲁棒性和工程实用性.最后根据给定的挠性航天器参数进行了数值仿真研究,结果表明在转动惯量存在较大不确定性和外部干扰的情况下,系统具有很好动态性能和有效地抑制控制输入饱和问题,表明所设计的控制方案有效可行,并具有一定潜在的工程应用前景.     

鲁棒PD+卫星姿态快速机动控制器设计

针对控制力矩与角速度受限情形下的卫星姿态快速机动的控制问题,本文对传统PD控制器进行了改进,采用设计姿态机动的匀速与减速运动过程的方法大幅度提升系统收敛速率,设计PD+控制器使得系统状态能够沿着期望的滑模面进行运动,并通过构造Lyapunov函数对其进行证明,从而实现对于PD控制器收敛时间的估计,并实现40%以上的系统收敛时间提升。在存在转动惯量不确定性与外部干扰力矩的情形下设计鲁棒PD+控制器实现对于未知扰动的抑制。同时考虑到卫星正常运行对于姿态角速度与控制力矩的限制,证明了姿态控制参数与角速度范数之间的关系,给出了控制力矩与角速度受限情形下的控制律。最后通过数值仿真验证本文提出控制算法的有效性。     

鲁棒PD+卫星姿态快速机动控制器设计

针对控制力矩与角速度受限情形下的卫星姿态快速机动的控制问题,本文对传统PD控制器进行了改进,采用姿态机动的匀速与减速运动过程的方法大幅度提升系统收敛速率,设计PD+控制器使得系统状态能够沿着期望的滑模面进行运动,并通过构造Lyapunov函数对其进行证明,从而实现对PD控制器收敛时间的估计,并实现40%以上的系统收敛时间提升。在存在转动惯量不确定性与外部干扰力矩的情形下设计PD+控制器实现对于未知扰动的抑制。同时考虑到卫星正常运行对于姿态角速度与控制力矩的限制,证明了姿态控制参数与角速度范数之间的关系,给出了控制力矩与角速度受限情形下的控制律。最后通过数值仿真验证本文提出控制算法的有效性。     

封面图片说明

正封面图片来自本期论文"角速度约束卫星编队控制与虚拟演示验证",图片是视景仿真中角速度约束下跟随者航天器对领航者航天器姿态跟随卫星编队控制图.针对角速度约束下卫星编队姿态同步控制问题,提出一种附加系统动态-姿态同步控制器综合设计策略.首先,考虑角速度约束影响,建立约束下卫星编队模型;其次,建立姿态跟踪误差方程,将角速度约束转化为角速度跟踪误差约束,并设计新型有限时间附加系统动态,保证姿态变化满足约束要求;然后,基于附加系统状态,设计姿态同步控制器,     

基于欧拉四元数的欠驱动航天器姿态稳定性滑模控制

针对欠驱动航天器姿态稳定的非线性控制设计问题,给出了欠驱动航天器的姿态动力学方程和基于四元数描述的姿态运动学方程。根据航天器欠驱动轴的角速度分量是否为零分别设计相应的姿态稳定控制律。欠驱动轴角速度分量不为零时引进角速度误差和滑模函数,提出基于滑模函数的反馈控制律,使欠驱动航天器姿态达到稳定状态。数值仿真实验结果表明了所设计控制律的有效性。     

卫星姿态跟踪的模糊滑模控制器设计

针对刚体卫星的姿态跟踪问题,提出了一种模糊滑模变结构控制器设计方法。首先根据由误差四元数和误差角速度描述的跟踪误差动力学和运动学方程,设计了基于李亚普诺夫方法的滑模变结构控制律。为克服滑模控制中存在的固有的抖振问题,采用模糊控制方法设计了切换控制项。最后对卫星姿态跟踪控制系统进行了仿真研究。结果表明,在参数不确定性及外干扰存在时,所设计的控制方案在实现姿态跟踪控制的同时,对于卫星转动惯量的摄动及外部扰动力矩是鲁棒的。     

控制力矩受限的卫星姿态有限时间鲁棒控制算法

为了解决在卫星姿态控制问题中经典滑模控制器所存在的收敛速度慢、指数收敛的缺陷,同时为增强控制器对外部干扰与系统不确定性的鲁棒性,提出了一种对系统模型具有鲁棒性的快速收敛有限时间控制算法.针对传统滑模面角速度下降过快导致的收敛速率慢的缺陷,基于Lyapunov方法设计了一种具有三段式结构的有限时间滑模面,提升收敛速率并保证稳态精度,同时利用欧拉轴的特性消除有限时间控制中的奇异性问题;通过引入符号函数项,解决系统转动惯量的不确定性与外部干扰力矩问题;通过放缩控制律中的比例项解决控制力矩受限的问题;通过Lyapunov函数证明本文提出的控制律的有限时间稳定性,同时给出系统收敛的时间估计.理论分析与仿真结果均表明,提出的控制算法能够在大幅提升收敛速率的同时保证稳态精度.同时也表明了提升系统性态的关键是规划姿态角速度,即通过合理设计滑模面与期望角速度曲线可以实现提升系统收敛速率与鲁棒性的目的.     

挠性航天器姿态机动的主动振动控制

针对挠性航天器三轴姿态同时机动时太阳帆板的振动抑制问题,提出了采用压电智能元件作为致动器的主动振动控制方法,基于Lagrangian方法和四元数参数化建立了航天器姿态动力学和运动学模型.利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了一种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控制规律,使得在大角度姿态机动的同时能有效地抑制太阳帆板的振动;基于Lyapunov方法证明了设计的动态控制器能够保证姿态的渐近稳定性和模态振动的衰减性.将该方法的控制效果与PD控制方法进行了比较,仿真验证了所给出的控制方法的可行性和有效性.     

基于双幂次滑模的多机器人编队控制

本文研究了基于领航跟随法的多机器人系统编队控制问题.首先,基于队形约束,给出跟随者期望的轨迹,将编队问题转化为单个跟随者的轨迹跟踪问题.在此基础上,基于双幂次滑模趋近律,设计了跟随者的线速度和角速度控制器,保证了跟踪误差能够快速收敛到零,从而保证了编队队形的稳定.最后,通过仿真验证了所提方法的有效性.     

角速度约束卫星编队控制与虚拟演示验证

针对角速度约束下卫星编队姿态同步控制问题,提出一种附加系统动态-姿态同步控制器综合设计策略. 首先,考虑角速度约束影响,建立约束下卫星编队模型;其次,建立姿态跟踪误差方程,将角速度约束转化为角速度跟踪误差约束,并设计新型有限时间附加系统动态,保证姿态变化满足约束要求;然后,基于附加系统状态,设计姿态同步控制器,实现卫星编队有限时间姿态同步;最后,搭建分布式实时仿真验证平台,主控单元由仿真单元提取实时数据绘制仿真曲线,同时将数据发送至视景单元进行场景驱动,通过实时仿真曲线与离线仿真结果的对比分析以及编队控制过程的三维可视化演示,实现了实时环境下控制算法的可靠性验证.     

可重复使用运载器预测制导与鲁棒容错控制

为实现可重复使用运载器(Reusable launch vehicle, RLV)的再入段准确制导与鲁棒容错控制,提出了一种基于改进预测校正制导律和鲁棒容错姿态控制联合的方法.首先,设计改进倾侧角幅值模型和航迹方位角走廊的预测校正制导律,结合标称迎角剖面,在线计算得出姿态系统的输入指令;然后,针对控制系统的不确定/干扰及舵面部分失效问题,提出一种改进跟踪微分干扰观测器来估计不确定/干扰和舵面失效作用,通过在观测器中增加前馈项进一步提高了复合干扰的估计精度;最后,针对舵面饱和问题设计辅助抗饱和系统,并应用sigmoid饱和函数来改善姿态系统中角速率回路反步法的控制性能.制导与控制系统的六自由度联合仿真实验表明,在考虑姿态回路复合干扰、舵面部分失效及饱和的情况下,RLV准确跟踪了姿态角指令,其飞行轨迹能够到达再入终端落点区域并满足约束条件,因此提出的方法实现了再入段准确制导,较好解决了姿态回路不确定、舵面部分失效及饱和问题,具备良好的鲁棒容错控制性能.     

非实时控轨编队卫星的相对姿态控制

为了精确指向目标,即确定从星的姿态指向,提出了一种计算期望姿态和期望角速度方法,该算法利用单星在惯性坐标系的位置和速度,不需要星上增加相对姿态测量设备.在此基础上设计了变结构控制器.数值仿真结果表明该方法可以实现准确的期望姿态计算和相对姿态控制.     

基于变结构/输入成形的航天器振动抑制方法

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种基于输出反馈变结构控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略.首先,采用拉格朗日方法建立中心刚体上带有弹性附件的航天器的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,考虑挠性结构模态不可测的情况,为了避免设计状态观测器及其引入的误差,在输出反馈变结构控制的基础上,给出了滑模存在条件以及仅利用输出信息的变结构控制器设计方法,使系统的状态轨迹达到滑动平面,并保证闭环系统渐近稳定;在此基础上,应用输入成形方法设计成形控制器来抑制该系统的振动,使得航天器星体姿态和挠性附件的振动同时得到了有效的控制.该成形控制器的设计仅需闭环系统的振动频率和阻尼.将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动控制进行了仿真研究,结果表明,方法可行有效.     

转速和控制力矩受限下模型独立的航天器拟欧拉姿态机动

刚性航天器的初始姿态捕获,要求在敏感器和执行机构物理限制范围内,尽快从任意初始状态机动到角速度要求为零的指定状态.根据递阶饱和控制逻辑,设计了一种适用于转速和控制力矩均受限的模型独立的非线性反馈控制规律.给出了该拟欧拉轴旋转控制算法的数学仿真,仿真结果表明该算法有效可靠.