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．

     

航天器姿态跟踪系统的自适应滑模控制

针对存在不确定惯量矩阵和外干扰的刚体航天器姿态跟踪系统,提出了一种自适应滑模控制方法。首先建立了姿态跟踪误差动力学方程,并对刚体航天器跟踪误差动力学定义了滑模,设计了自适应滑模控制律,该控制律的优点在于可以估计系统不确定块,消除了传统滑模控制中对不确定界的要求。Lyapunov分析表明了提出的自适应滑模控制器确保闭环系统取得渐近稳定性。仿真结果验证了提出的控制策略的有效性。     

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.     

含有参数不确定性的挠性航天器姿态跟踪滑模控制

对有不确定参数的挠性航天器姿态跟踪控制, 提出了一种基于滑模控制的姿态跟踪控制律. 挠性航天器动力学采用混合坐标法进行建模; 构造挠性模态观测器对挠性模态变量进行观测. 基于Lyapunov稳定性原理得到含有挠性模态观测器的滑模控制律, 并给出了全局渐近稳定性的证明. 对各个仿真结果进行比较, 显示出本文提出的滑模控制律针对航天器惯量阵不确定性具有良好的鲁棒性, 而且具有较强的扰动抑制能力.     

基于滑模控制的3D刚体摆姿态稳定性

研究3D刚体摆姿态稳定性的滑模控制问题.3D刚体摆由一个刚体绕一固定且无摩擦的支点旋转,刚体受到恒重力作用且具有三个转动自由度.针对3D刚体摆平衡位置处的姿态稳定控制问题,设计了滑模控制器并分析了角速度和姿态的渐进稳定性.由Lyapunov直接法找出了各个滑模系数取值的充分条件,并通过数值仿真实验验证了滑模控制方法的有效性.     

挠性航天器鲁棒后步滑模姿态跟踪及主动振动控制

针对挠性航天器姿态跟踪及振动抑制问题,提出一种双回路鲁棒控制方法.首先,采用滑模控制与后步法设,计了姿态跟踪控制器,基于Lyapunov方法分析系统的渐近稳定性,并从实际应用角度考虑了反作用飞轮的动态特性;其次,为抑制挠性结构的振动,采用压电智能材料作为敏感器和作动器,设计了应变速率反馈补偿器.仿真结果表明,所提方法在保证完成姿态跟踪任务的同时,能有效抑制挠性附件的振动.     

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.     

基于积分滑动流形的高阶滑模控制器设计

滑模变结构控制方法因其易实现,鲁棒性强等优点广泛应用于实际控制系统中,讨论了具有积分滑动流形的高阶滑模控制器的设计方法.通过设计含积分滑动流形的高阶滑模面,使系统状态在一阶乃至高阶滑模面上均能达到滑动模态.同时利用高阶滑模面为状态变量设计新的状态空间系统,将原先促使系统状态接近并停留在滑模面上的控制目标,拓展为使高阶滑模状态变量趋近于零的控制目标,并结合最优控制方法来设计等效控制量,利用积分流形设计切换控制的切换面,通过严格证明来证实控制器设计的稳定性.在仿真验证部分采用了一阶倒立摆模型,通过比较常规趋近律滑模控制方法和本文方法的仿真结果,可以得出本文方法在减小系统控制量抖振方面的重要作用和优异效果.     

压电迟滞系统的3阶滑模跟踪控制器设计

对一类压电迟滞系统模型,设计了3阶滑模跟踪控制器.引入辅助变量项,对3阶滑模函数获得了一种特定动态方程;根据这个动态方程,求出了滑模控制量;采用Lyapunov方法证明并分析了所有滑模平面的稳定性.仿真实验验证了该滑模跟踪控制器的有效性.     

Finite-time attitude tracking control for a rigid spacecraft using time-varying terminal sliding mode techniques

This paper investigates the finite-time attitude tracking control for a rigid spacecraft in the presence of inertia uncertainties and external disturbances. Two novel time-varying terminal sliding mode control algorithms are derived for attitude tracking control system. The proposed two control algorithms not only eliminate the reaching phase of the conventional sliding mode control but also guarantee the tracking errors converge to zero in finite time. Moreover, the singularity problem can be avoided. Simulation results are provided to demonstrate the effectiveness of the proposed design methods.     

Adaptive attitude tracking control for rigid spacecraft with finite-time convergence

In this paper, the finite-time attitude tracking control problem for rigid spacecraft with external disturbances and inertia uncertainties is addressed. First, a novel fast nonsingular terminal sliding mode surface (FNTSMS) without any constraint is designed, which not only avoids the singularity problem, but also contains the advantages of the nonsingular terminal sliding mode (NTSM) and the conventional sliding-mode together. Second, the proposed FNTSM control laws (FNTSMCLs) by employing FNTSMS associated with adaptation provide finite-time convergence, robustness, faster, higher control precision. The proposed FNTSMCLs in light of novel adaptive control architecture are continuous. Thus, they are chattering-free. Finally, simulation results are presented to illustrate effectiveness of the control strategies. In addition, digital simulations of satellite Hubble Space Telescope (HST) are presented to verify the practical feasibility of the reorientation/ slew maneuvers mission.     

基于动态滑模控制的挠性航天器姿态控制

本文采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律.首先,建立了挠性航天器的数学模型.其中,挠性航天器的运动学方程采用姿态四元数描述.然后,通过引入动态切换函数,设计挠性航天器的动态滑模姿态控制律.该控制律能对滑模姿态控制律中由符号函数项引起的抖振进行抑制.采用Lyapunov方法证明了所设计的动态滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定.最后,通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性.     

大型空间飞行器的高阶滑模姿态控制律设计

针对大型空间飞行器的大角度姿态控制问题,考虑航天器惯量矩阵中的不确定性和外部扰动力矩,应用高阶滑模控制方法设计了姿态跟踪控制律.采用的二阶滑模控制方法改善了系统针对不确定性及外部扰动的鲁棒性,并减弱了振颤现象.针对所设计的控制器进行了仿真验证,并与一阶滑模控制进行了对比,仿真结果表明了所提出方法的有效性.     

Robust attitude tracking for rigid spacecraft with prescribed transient performance

This paper investigates the prescribed performance attitude tracking control problem of a rigid spacecraft with uncertain dynamics and bounded disturbances. By suitable selection of the configuration error function, the trajectory tracking problem on SO(3) is transformed into a point stabilisation problem of an error dynamic system in the associated Lie algebra. The predefined transient performance indexes, which include the maximum steady-state error and overshoot, and the minimum convergence rate of the attitude error vector, are characterised as the inequality constraints. For the tracking controller design, the error transformation technique is utilised to transform the attitude error dynamics with inequality constraints to an equivalent ‘unconstrained’ error one. Then, a coordinate-free robust tracking controller is designed for the ‘unconstrained’ error dynamics to solve the prescribed performance attitude tracking control problem. A rigorous mathematical stability proof is given. Finally, numerical simulations are presented to demonstrate the effectiveness and robustness of the proposed controller.     

转动惯量存在不确定性的挠性航天器滑模姿态控制

在转动惯量存在不确定性时,采用滑动模态控制方法对挠性航天器设计了姿态镇定控制律.由于挠性模态是不可量测的,首先设计了部分状态观测器对挠性模态进行估计.进而结合滑模控制方法,提出了基于观测器的滑模姿态控制律.采用Lyapunov方法证明了在存在转动惯量不确定性时,所设计的滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定.最后,通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性.     

Decentralised finite-time attitude synchronisation and tracking control for rigid spacecraft

The problem of finite-time attitude synchronisation and tracking for a group of rigid spacecraft nonlinear dynamics is investigated in this paper. First of all, in the presence of environmental disturbance, a novel decentralised control law is proposed to ensure that the spacecraft attitude error dynamics can converge to the sliding surface in finite time; then the final practical finite-time stability of the attitude error dynamics can be guaranteed in small regions. Furthermore, a modified finite-time control law is proposed to address the control chattering. The control law can guarantee a group of spacecraft to attain desired time-varying attitude and angular velocity while maintaining attitude synchronisation with other spacecraft in the formation. Simulation examples are provided to illustrate the feasibility of the control algorithm presented in this paper.     

航天器自适应快速非奇异终端滑模容错控制

针对存在外部干扰、转动惯量矩阵不确定以及执行器故障的航天器姿态跟踪控制问题,本文提出了基于自适应快速非奇异终端滑模的有限时间收敛故障容错控制方案.通过引入能够避免奇异点,且具有有限时间收敛特性的快速非奇异终端滑模面,设计了满足多约束条件有限时间收敛的姿态跟踪容错控制律,利用参数自适应方法使控制器不依赖转动惯量和外部干扰的上界信息.Lyapunov稳定性分析表明:在存在外部干扰、转动惯量矩阵不确定以及执行器故障等约束条件下,本文设计的控制律能够保证闭环系统的快速收敛性,而且对执行器故障具有良好的容错性能.数值仿真校验了该控制律在姿态跟踪控制中的优良性能.