挠性卫星姿态机动三段式轨迹规划与滚动跟踪控制

以新颖成像模式对挠性敏捷卫星姿态的快速机动控制为需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)群为执行机构的挠性卫星,提出基于三段式正弦角加速度的姿态路径规划方法及具有滚动优化思想的跟踪算法。在姿态路径规划方法设计中,融合谱分析及非线性优化方法,设计了兼顾卫星姿态机动快速性及抑制挠性附件振动性能的姿态轨迹;为实现对规划姿态轨迹的高精度跟踪,综合加权优化指标及奇异性、执行机构能力等约束,设计了金字塔构型CMG群框架角速度的非线性模型预测(NMPC)跟踪控制律。在转动惯量存在测量误差及空间干扰情况下,多种姿态机动仿真表明,本文提出的控制方法是有效的,且表现出较强的鲁棒性。     

小卫星磁力矩器与反作用飞轮联合控制算法研究

磁力矩器和反作用飞轮是现代小卫星姿态控制的主要执行机构. 对于具有主动磁控能力的小卫星, 由于动力学与控制的耦合, 其动力学系统是一个有约束的非线性系统. 针对小卫星入轨阶段的姿态捕获控制, 提出了一种使用磁力矩器和反作用飞轮进行联合控制的算法. 仿真表明, 该算法鲁棒性好, 设计简单且易于在轨实时计算, 减少了反作用飞轮的饱和机会, 与单独使用磁力矩器控制相比, 缩短了姿态捕获时间.     

基于反步法与动态控制分配的航天器姿态机动控制

针对存在未知转动惯量与外部干扰的航天器姿态机动控制问题,提出了一类基于反步法的鲁棒自适应控制器,并利用Lyapunov方法分析了系统的稳定性;考虑到作为执行机构的反作用飞轮存在冗余性,进一步提出了一种基于约束最优二次规划的动态控制分配算法来实现指令到期望飞轮的指令分配,克服传统伪逆法难以考虑飞轮动态特性、最大力矩等物理约束,并能有效的抑制姿态敏感器的测量噪声和测量异常值,实现控制力矩的平稳性.最后,将本文提出的控制方案应用于某型轮控刚体航天器的姿态机动任务中,仿真结果验证了本文提出方法的可行性、有效性.     

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.     

航天器姿态输出反馈抗干扰跟踪控制

针对采用四元数描述的航天器姿态运动模型研究输出反馈抗干扰跟踪控制问题.首先在姿态运动模型的基础上,结合四元数的性质设计扩张状态观测器(extended state observer,ESO)来估计角速度和干扰力矩,从理论上保证了ESO中的四元数状态满足范数约束,并证明了观测误差的收敛性;进一步利用互连和阻尼分配无源控制(interconnection and damping assignment passivity-based control,IDA--PBC)理论设计控制律,通过姿态和角速度误差状态变换以及引入误差积分项,使得期望的姿态和角速度误差,以及积分项误差运动方程中均出现阻尼项,提高了系统的抗干扰性能,最后利用Laypunov函数证明了闭环系统一致最终有界稳定.仿真结果验证了所设计ESO和IDA--PBC控制律的有效性.     

重力梯度卫星大角度姿态机动的变结构控制

针对重力梯度稳定小卫星的大角度姿态机动问题,采用四元数来描述卫星的姿态,通过选择一类滑动流形,设计了变结构控制律,得到了在大角度姿态机动中卫星的姿态角、姿态角速度以及三个反作用飞轮转速的变化规律.理论分析和数值仿真都表明了该控制律具有渐近稳定性和鲁棒性.     

基于单个双框架变速控制力矩陀螺的卫星姿态反步控制

研究了利用单个双框架变速控制力矩陀螺(DGVSCMG)实现卫星三轴姿态控制问题;文章建立了基于单个DGVSCMG的卫星姿态动力学模型,在此基础上采用反步法设计控制律,分为姿态环的设计和角速度环的设计,并通过Lyapunov稳定性定理验证了控制算法的稳定性;最后对该控制律进行的数值仿真结果表明,21s后卫星姿态控制精度优于10-2°,姿态稳定度达到10-3°/s量级,验证了文章方法的有效性。     

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。     

深空探测航天器姿态的自抗扰控制

本文针对一种带有挠性附件和液体晃动的深空探测航天器姿态控制问题,提出了自抗扰控制律.该控制律可以自主、有效地抑制挠性附件弹性振动和液体晃动对姿态角运动的耦合作用以及处理大范围的扰动和系统不确定性.基于四元数生成角速度跟踪指令,把控制问题由姿态角控制转化为角速度控制.通过设计扩张状态观测器实时估计并补偿角速度通道总扰动并结合角速度偏差反馈,使得角速度快速跟踪指令,进而实现控制目标.仿真结果验证了控制律的有效性和鲁棒性.     

无需角速度的含通信时延卫星编队飞行自适应姿态协同跟踪控制

针对编队卫星姿态协同跟踪控制中存在相异星间通信时变时间延迟的问题,提出了采用一阶滤波器来设计含通信时延的输出反馈控制器, 并通过引入参数在线自适应辨识技术,以实现利用卫星姿态误差信息来实现对卫星的转动惯量进行在线估计.对于系统稳定性的分析, 通过构造一新型Lyapunov函数,证明该控制器不仅能够有效地克服通信时间延迟对编队系统协同性的影响,同时可论证无需角速度信息反馈的闭环系统的有界稳定性.最后,将提出的算法应用于只需要角速度信息反馈的卫星编队飞行的协同控制,仿真结果表明该方法的可行性与有效性,具有实际的应用前景.     

卫星姿态的状态转移控制

本文面向卫星的应用需求,对卫星姿态的运动学和动力学进行了分析与建模.利用反馈线性化,将姿态运动的高阶非线性项包含在姿态控制中,通过局部动态线性化,将动力学系统近似为定常系统.通过幂级数法对系统进行了状态转移过程的求解.采用模型预测的方法获得姿态角和姿态角速度的预期偏差.通过广义逆变换构造关于偏差的最小范数、最小二乘控制器.提出了一种基于状态转移的卫星姿态机动、跟踪与稳定控制的新方法.控制器的参数具有根据系统采样周期和当前状态时变自适应的特点.考虑帆板挠性及多种偏差和噪声影响,仿真验证了方法的可行性和有效性.     

Quaternion-based Robust Trajectory Tracking Control of a Quadrotor Hover System

This paper presents a robust nonlinear output feedback control method that achieves three degree of freedom (3-DOF) attitude trajectory tracking of a hover system test bed. The proposed control method formally incorporates dynamic model uncertainty in addition to test bed voltage constraints. To reduce the computational requirement in the closed-loop system, constant feedforward estimates of the input-multiplicative parametric uncertainty are utilized in lieu of adaptive parameter estimates. To eliminate the need for angular rate measurements, the control design employs a bank of dynamic filters, which operates as a velocity estimator in the closed-loop system. A rigorous error system development and Lyapunov-based stability analysis are presented to prove asymptotic 3-DOF attitude trajectory tracking control. Computer simulation and experimental results are also included to illustrate the performance of the attitude control method using the Quanser 3-DOF hover system test bed.     

Characteristic Model-based Discrete-time Sliding Mode Control for Spacecraft with Variable Tilt of Flexible Structures

In this paper, the finite-time attitude tracking control problem for the spacecrafts with variable tilt of flexible appendages in the conditions of exogenous disturbances and inertia uncertainties is addressed. First the characteristic modeling method is applied to the problem of the spacecraft modeling. Second, a novel adaptive sliding mode surface is designed based on the characteristic model. Furthermore, a discrete-time sliding mode control (DTSMC) law, which makes the tracking error converge into a predefined bound in finite time, is proposed by employing the parameters of characteristic model associated with the sliding mode surface to provide better performances, robustness, faster response, and higher control precision. The designed DTSMC includes the adaptive control architecture and is chattering-free. Finally, digital simulations of a sun synchronous orbit satellite (SSOS) are presented to illustrate effectiveness of the control strategies as well as to verify the practical feasibility of the rapid maneuver mission.      

小卫星对上面级定向的姿控设计与验证

本文针对小卫星对上面级的快速定向问题,设计了小卫星对上面级定向的姿控方案,设计了基于陀螺的4阶龙格库塔积分算法与递阶饱和PD控制算法,首先通过数学仿真初步验证了姿控方案、姿控算法设计的正确性。在此基础上,搭建了小卫星姿控系统半实物仿真平台,并开发了相应的仿真软件,进行了飞轮开环跟踪与飞轮闭环跟踪的小卫星姿控系统半实物仿真,进一步验证了姿控方案、姿控算法设计的正确性。最后经过飞行试验,根据实际飞行结果,证明了姿控系统设计的正确性。     

六自由度机械臂约束预测控制系统的设计

本文提出了一种基于约束预测控制的机械臂实时运动控制方法.该控制方法分为两层,分别设计了约束预测控制器和跟踪控制器.其中,约束预测控制器在考虑系统物理约束的条件下,在线为跟踪控制器生成参考轨迹;跟踪控制器采用最优反馈控制律,使机械臂沿参考轨迹运动.为了简化控制器的设计和在线求解,本文采用输入输出线性化的方式简化机械臂动力学模型.同时,为了克服扰动,在约束预测控制器中引入前馈策略,提出了带前馈一反馈控制结构的预测控制设计.因此,本文设计的控制器可以使机械臂在满足物理约束的条件下快速稳定地跟踪到目标位置.通过在PUMA560机理模型上进行仿真实验,验证了预测控制算法的可行性和有效性.     

挠性卫星姿态非线性局部镇定控制

本文针对挠性卫星姿态机动和振动抑制问题,给出一种基于多项式平方和(sum of squares,SOS)的非线性局部镇定控制方法.根据姿态系统结构特征,在此基础上,采用SOS结合S-procedure理论,得出相应的非线性局部可镇定条件.该条件可借助有效凸优化工具进行检验,当优化问题可解时,可构造非线性姿态控制器的解析解.最后,将文中方法应用于某型挠性卫星姿态控制.仿真结果表明,在实现大角度姿态快速机动的同时,有效抑制了挠性附件振动.     

高超音速BTT巡航飞行器变结构控制系统设计

针对高超音速BTT巡航飞行器气动参数变化大,动力学特性具有气动、惯性交叉耦合和运动学耦合的特点,采用了基于反馈线性化和变结构理论的控制器设计方法.首先利用时间尺度理论将控制系统分为快变量和慢变量两个子系统,然后应用动态逆反馈分别对子系统进行线性化解耦,最后根据线性变结构理论单独设计各通道控制器.仿真结果显示基于方法设计的姿态控制器可以确保对指令跟踪的精确性和鲁棒性,姿态指令跟踪无静差,响应超调量小于10%.     

An open-closed-loop iterative learning control approach for nonlinear switched systems with application to freeway traffic control

For nonlinear switched discrete-time systems with input constraints, this paper presents an open-closed-loop iterative learning control (ILC) approach, which includes a feedforward ILC part and a feedback control part. Under a given switching rule, the mathematical induction is used to prove the convergence of ILC tracking error in each subsystem. It is demonstrated that the convergence of ILC tracking error is dependent on the feedforward control gain, but the feedback control can speed up the convergence process of ILC by a suitable selection of feedback control gain. A switched freeway traffic system is used to illustrate the effectiveness of the proposed ILC law.     

Robust nonlinear MPC without terminal constraint for tracking changing setpoints in the presence of non-additive unknown disturbance

This paper develops a novel robust tracking model predictive control (MPC) without terminal constraint for discrete-time nonlinear systems capable to deal with changing setpoints and unknown non-additive bounded disturbances. The MPC scheme without terminal constraint avoids difficult computations for the terminal region and is thus simpler to design and implement. However, the existence of disturbances and/or sudden changes in a setpoint may lead to feasibility and stability issues in this method. In contrast to previous works that considered changing setpoints and/or additive slowly varying disturbance, the proposed method is able to deal with changing setpoints and non-additive non-slowly varying disturbance. The key idea is the addition of tightened input and state (tracking error) constraints as new constraints to the tracking MPC scheme without terminal constraints based on artificial references. In the proposed method, the optimal tracking error converges asymptotically to the invariant set for tracking, and the perturbed system tracking error remains in a variable size tube around the optimal tracking error. Closed-loop input-to-state stability and recursive feasibility of the optimization problem for any piece-wise constant setpoint and non-additive disturbance are guaranteed by tightening input and state constraints as well as weighting the terminal cost function by an appropriate stabilizing weighting factor. The simulation results of the satellite attitude control system are provided to demonstrate the efficiency of the proposed predictive controller.