基于反步法的主从航天器相对姿态控制

对主从航天器的相对姿态控制问题,考虑从航天器系统不确定因素,提出了一种基于反步法的姿态控制方法,并引入自适应控制律.该方法首先根据主从航天器的相对位置信息,解算出从航天器观测轴指向主航天器以及从航天器跟踪主航天器轨道坐标系等两种任务的期望姿态;然后基于修正罗德里格参数(MI(P)描述的从航天器姿态误差动力学模型设计了姿态控制器以及针对航天器惯量的不确定性设计了自适应控制律;并基于Lyapunov方法从理论上证明了该方法能够实现全局渐近稳定的相对姿态控制.最后将该方法应用于某编队飞行任务,仿真结果表明此控制器能够实现其编队飞行控制,具有良好的控制性能.     

基于实时控制分配策略的航天器姿态跟踪

针对含有冗余执行器的航天器姿态跟踪控制系统,首先将故障观测器得到的执行器部分失效因子估计矩阵的逆作为权值矩阵,改进了开环伪逆控制技术,并进一步考虑执行器饱和以及响应速率约束,设计了基于向量二次最优规划的开环动态控制分配方案。考虑到执行器安装矩阵偏差会导致开环实时控制分配策略方案产生的执行器实际力矩与控制器期望力矩误差,设计了实时控制分配策略的系统结构,并给出了实时控制分配策略系统稳定的一个充分条件。最后,通过MATLAB仿真实验,从结果中看出在保证实时控制分配策略系统角速度误差和姿态四元数误差快速收敛的同时,各执行器的输出力矩均能满足输入饱和受限及响应速率约束,验证了本文设计的实时控制分配策略方案的有效性和可靠性。     

基于广义逆的欠驱动航天器姿态机动控制

针对欠驱动刚体航天器机动控制问题,应用广义逆方法设计了姿态机动控制器. 首先将三轴稳定欠驱动航天器动力学和运动学系统分解为三个子系统, 应用微分几何理论将欠驱动航天器子系统转化为逐点线性形式, 并设计了欠驱动航天器子系统渐近稳定控制器,进一步引入了动态尺度广义逆和摄动零控制向量, 实现了对另外两轴的控制.设计的广义逆姿态控制器保证了整个系统的渐近稳定性, 达到了控制要求. 数值仿真实验结果表明了所设计控制律的有效性.     

航天器平移及姿态机动自适应终端滑模控制

研究了用于航天器平移及姿态机动的自适应终端滑模控制方法.通过在广义准坐标下建立拉格朗日方程得到了刚体航天器平移及姿态耦合运动的动力学方程.能对存在模型不确定性和环境扰动下的航天器实现平移和姿态机动.该自适应过程包括对不确定性和干扰的估计、有效抑制传统滑模控制的抖振现象.利用李雅普诺夫稳定性理论证明了控制器的可达性和稳定性.通过航天器的位置以及姿态跟踪的数值仿真,验证了所设计控制器的有效性和准确性.     

基于SG的Buck变换器自适应反步法控制

针对Buck变换器的非线性特性,考虑在电感电流连续导通模式下的数学模型,采用自适应反步法设计其闭环控制器,同时基于System Generator提出了数字控制器的实现方法,并分析了其负载扰动和电源扰动特性,将仿真结果与PI控制方式相比较,结果表明自适应反步控制的优越性和System Generator设计开发的有效性,为FPGA实现Buck变换器的数字控制器提供了新的设计流程,也为进一步研究其他DC-DC变换器的非线性控制提供了新思路.     

基于路径规划的挠性航天器姿态自适应控制

针对挠性航天器存在动力学参数不确定性以及三轴非线性强耦合的特点,提出了一种基于余弦函数路径规划的姿态自适应控制方法。首先,分析挠性航天器动力学模型,给出了其姿态控制系统的总体结构;然后,为有效抑制挠性附件振动对控制性能的影响,设计了一种余弦角加速度姿态路径规划方法对指令信号进行柔化,以减少指令信号中的高频成分;最后,将柔化指令信号作为控制系统的期望输入信号,并采用基于多输入多输出特征建模理论,设计了姿态自适应跟踪控制器。通过MATLAB/Simulink仿真,验证了所提姿态控制策略的有效性。     

基于反步法的直流电机鲁棒速度跟踪控制

为实现具有电枢反应非线性和参数不确定性的直流电机速度跟踪控制,采用自适应反步法,设计了鲁棒自适应速度跟踪控制器.首先推导了电机的非线性动态模型并考虑了电机转动惯量及负载转矩的不确定性,然后经非线性变换并利用线性参考模型导出了系统的误差动态方程,基于自适应反步法设计了鲁棒速度跟踪控制器,最后时其稳定性进行了分析证明.     

飞行器姿态大角度机动联合控制物理仿真技术研究

针对空间飞行器姿态大角度机动控制要求较高的指向精度和姿态稳定度及快速机动等特点,对飞行器的联合姿态控制方法进行了物理仿真研究;采用了相平面法+PD的组合姿态控制算法,设计了组合姿态控制器;系统采用DSP作为星载计算机,光纤陀螺作为姿态敏感器、喷气系统和反作用飞轮作为执行机构,系统程序采用C语言编程,利用飞行器姿态控制单轴气浮实验台实现了物理仿真;实验结果与单独执行机构控制的实验结果进行了比较,联合控制具有机动控制精度高及快速机动等特点.     

欠驱动刚体航天器姿态机动滑模控制研究

针对欠驱动刚体航天器的姿态机动控制问题,提出一种滑模变结构姿态控制器的设计方法.首先给出3轴稳定的欠驱动航天器姿态动力学和运动学模型,分析其模型特点;然后,设计了欠驱动刚体航天器的渐近稳定滑模控制律,并证明了其李雅普诺夫意义下的全局渐近稳定性.最后的仿真结果表明,该方法能够有效实现欠驱动航天器的姿态控制,且系统具有全局稳定性和鲁棒性.     

基于DSP/FPGA的反步法阻抗控制柔性关节机械臂

针对柔性关节机械臂与环境接触时的柔顺控制问题,提出一种反步法阻抗控制方法,并基于李雅普诺夫稳定性理论证明了控制器的稳定性.该方法是在建立柔性关节机器人模型的基础上,将李雅普诺夫函数选取与控制器设计相结合的一种回归设计方法.它从系统的最低阶次微分方程开始,逐步设计满足要求的虚拟控制,最终设计出真正的控制器.轨迹跟踪和阻抗控制实验结果表明,该方法是有效而可行的.     

航天器姿态机动及稳定的自抗扰控制

针对航天器动力学参数不确定性以及系统存在外部持续干扰的问题, 提出了一种自抗扰姿态控制器的设计方法. 在为期望姿态安排过渡过程的基础上, 设计了扩张状态观测器, 对参数不确定性和外部干扰进行估计, 并实时补偿. 为抑制跟踪误差, 设计了非线性状态误差反馈律. 仿真结果表明, 该控制器不仅能很好地估计并补偿系统受到的持续干扰, 而且对航天器动力学参数的不确定性具有较强的鲁棒性, 满足航天器姿态快速机动和高稳定度的控制要求, 性能指标明显优于PD控制.     

考虑推力器安装偏差的航天器姿态机动有限时间控制

针对航天器快速姿态机动控制问题,考虑存在参数不确定性、外部干扰、推力器安装偏差以及控制输入饱和受限的多约束条件下,提出了一类自适应终端滑模有限时间控制方法,显式地引入推力器输出的饱和幅值,确保闭环系统在有限时间内快速收敛到滑模面的邻域内;同时,通过引入参数自适应学习律,使得控制器的设计不依赖于参数不确定性、外部干扰以及推力器安装偏差信息;此外,基于Lyapunov稳定性定理对所提出的控制器进行了理论分析.并通过给定某型航天器参数进行了数值仿真,结果表明在考虑多约束情况下,系统具有较快的收敛速度,且具有很好的动态性能,从而验证了所设计方案的有效性、可行性.     

充液柔性航天器非线性姿态动力学及再定向姿态机动

研究全充液柔性航天器大角度姿态机动中非线性姿态动力学及姿态再定向问题．采用Lagrange方法推导了液-柔耦合系统动力学方程并对系统进行了相空间动力学研究．由于能量耗散及柔性附件振动对系统产生扰动并由此引起混沌姿态运动，经历姿态转换后的航天器最终姿态定向不能预先确定．本文研究表明，通过一对互为反向的脉冲推进可以完成预期的姿态再定向机动．给出了实现姿态再定向机动的控制策略，并对控制前后的姿态本体轨迹及主角动量分量时间响应历程进行了数值仿真．     

刚体航天器姿态跟踪的高阶滑模控制器设计

针对存在参数不确定性和外加干扰的刚体航天器的姿态跟踪控制问题,提出一种基于高阶滑模的姿态跟踪控制方法．首先介绍高阶滑模控制的基本原理,并建立基于修正罗德里格参数描述的航天器数学模型;然后采用李雅普诺夫第２法推导出高阶滑模姿态控制律．理论分析和仿真结果均表明,该方法能够有效消除系统抖振,实现航天器姿态跟踪的精确定位,并且系统具有全局稳定性和鲁棒性．     

飞轮安装偏差的过驱动航天器有限时间姿态控制

针对反作用飞轮安装存在偏差的过驱动航天器姿态跟踪问题, 提出一种有限时间姿态补偿控制策略. 通过设计自适应滑模控制器保证实现对不确定性转动惯量与外部干扰的鲁棒控制, 同时实现对飞轮安装偏差的补偿控制, 并应用Lyapunov 稳定性理论证明了该控制器能够在有限时间内实现姿态跟踪控制. 最后, 将该控制器应用于某型航天器的姿态跟踪控制, 仿真结果验证了所提出方法的有效性.     

Robust attitude tracking control of spacecraft under control input magnitude and rate saturations

This paper investigates the problem of attitude tracking control of spacecraft subject to control input magnitude and rate saturations. The smooth hyperbolic tangent function is used to model the magnitude and rate saturations. As the system is non‐affine in the control input, an augmented plant is presented to facilitate the development of the control law. The backstepping technique, robust control and adaptive control approaches are applied to design the control law. The stability of the closed‐loop system is guaranteed by the Lyapunov method. Numerical simulations are presented to demonstrate the performance of the proposed controller. Copyright © 2015 John Wiley & Sons, Ltd.     

充液航天器姿态的自适应非线性动态逆控制

讨论了充液航天器大角度姿态机动自适应非线性动态逆控制设计.推导了航天器-液体晃动耦合系统动力学方程.采用单摆等效力学模型对液体燃料晃动进行动力学建模.由于充液航天器控制系统的强耦合非线性,故采用神经网络构造系统的自适应非线性动态逆控制器.通过实际算例对该控制器的跟综性能进行了测试,结果证明该自适应非线性动态逆控制器在包...     

Velocity-free fault-tolerant control allocation for flexible spacecraft with redundant thrusters

This paper proposes a novel velocity-free nonlinear proportional-integral (PI) control allocation scheme for fault-tolerant attitude control of flexible spacecraft under thruster redundancy. More specifically, the nonlinear PI controller for attitude stabilisation without using body angular velocity measurements is first designed as a virtual control of the control allocator to produce the three-axis moments, and can ultimately guarantee uniform boundedness of the closed-loop system in the presence of external disturbances and possible faults. The associated stability proof is constructive and accomplished by the development of passivity filter formulations together with the choice of a Lyapunov function containing mixed terms involving the various states. Then, a robust least-squares-based control allocation is employed to deal with the problem of distributing the three-axis moments over the available thrusters under redundancy, in which the focus of this control allocation is to find the optimal control vector of the actuator by minimising the worst-case residual, under the condition of thruster faults and control constraints like saturation. Simulation results using the orbiting flexible spacecraft model show good performance under external disturbances and even in different thruster fault scenarios, which validates the effectiveness and feasibility of the proposed scheme.     

基于飞轮的欠驱动航天器姿态控制器设计

在以飞轮作为姿态控制执行机构的航天器中,如果部分飞轮发生故障而使得航天器欠驱动时,姿态控制性能会急剧下降.本文对两个匕轮的刚性航天器,研究了姿态控制问题.在零动量的假设下,利用Backstepping方法,为欠驱动姿态控制系统设计了一个新型的姿态控制器.设计过程分两步进行:首先,根据姿态运动学模型,设计出可使航天器姿态全局渐近稳定的控制角速率;然后,根据姿态动力学模型,得到使航天器姿态全局渐近稳定的控制力矩.该控制器为非连续控制器,可使航天器姿态误差全局一致渐近收敛为零,并使系统具有良好的动态性能.计算机仿真表明,本文所设计出的控制器是可行的.     

深空探测柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

太阳帆利用太阳辐射压力提供太空航行的必要动力,由于具有理论上的无限速度和无需消耗任何燃料等优势,被认为是完成未来深空探测任务的有效技术途径之一.柔性太阳帆航天器的动力学模型包括多体动力学、刚柔耦合动力学和太阳辐射光压模型,复杂的动力学特性导致其姿态控制设计具有很强的挑战性.针对带有控制杆的柔性太阳帆航天器,本文采用拉格朗日方程和有限元法,给出了面向控制的解析式动力学模型.所推导的刚柔耦合动力学模型,刻画了太阳帆航天器的本质动力学特性,即双框架控制杆的短周期运动,姿态与柔性太阳帆的耦合效应,以及在太阳光压恢复力矩下的姿态静稳定性和长周期运动.基于带控制杆的太阳帆航天器的双时间尺度特性,提出了双回路控制结构,用于实现航天器俯仰轴和偏航轴的姿态控制.将内回路设计为PD控制器,用于实现质心位置的调整.将外回路设计为PID控制器,用于阻尼姿态运动,并实现在平衡太阳光压力矩下的姿态保持.从而将柔性太阳帆航天器的复杂姿态控制问题转化为两个低阶子问题,实现了在不同频带上的控制设计.仿真结果验证了动力学建模和姿态控制设计方法的有效性.