多航天器系统的编队包含鲁棒协同控制

研究了多航天器系统在执行器和传感器故障作用下的编队包含协同控制问题。首先,对航天器的轨道动力学系统进行建模,并进行线性化处理;其次,设计自适应广义观测器,以获得系统状态以及执行器和传感器故障的估计值;再次,通过调整非奇异矩阵,提高观测器性能,使观测器误差收敛到原点附近;从次,基于估计的系统状态和执行器故障,设计了编队包含控制器,并利用Lyapunov理论分析得到编队误差和观测器误差收敛的充分条件;最后,通过仿真实例验证了所设计算法的系统性能。     

考虑传感器故障的柔性航天器自适应积分滑模主动容错控制

针对考虑传感器故障的柔性航天器姿态系统,提出了一种主动容错控制方法.首先,通过对测量输出进行滤波,将传感器故障转化为执行器故障形式;接着,设计一个基于未知输入观测器的自适应故障估计观测器,对未知故障进行辨识,同时,采用了一个故障检测观测器,对故障的发生进行检测;然后,利用故障估计信号对系统输出进行调节,结合自适应积分滑模和线性矩阵不等式技术设计输出反馈容错控制器;最后,对所设计的主动容错控制方法进行仿真,验证了所提方法的有效性.     

一种故障干扰解耦的航天器主动容错控制方法

为提高航天器系统的可靠性,研究一种干扰影响下的航天器主动容错控制技术.首先,为实现干扰下的故障诊断,减小航天器系统故障检测到故障估计之间的时间延迟,通过将故障扩展为系统状态量,设计未知输入观测器,进行航天器故障检测及估计单元一体化设计.其次,考虑到此方法无法实现对干扰的估计,且仅能解决可导的故障类型,进一步设计新型的自适应滑模未知输入观测器,能够保证对干扰及故障的同时解耦估计,也可以解决更广泛的故障类型.最后,考虑观测器观测过程中的估计误差,设计了多变量终端滑模容错控制器,提高了控制性能.仿真结果表明:所设计的主动容错控制策略能够实现干扰影响下的故障诊断,可以保证航天器控制性能的快速恢复.     

线性时滞系统的传感器故障诊断

重点研究了线性时滞系统的传感器故障诊断问题．针对一类含有未知输入干扰的时滞系统,通过设计自适应诊断观测器,得到了一种新型的传感器鲁棒故障诊断方法．首先针对不含干扰的时滞系统,设计了自适应诊断观测器,然后考虑系统的外部扰动,设计了鲁棒自适应诊断观测器,分别证明了故障诊断系统的稳定性．设计的自适应观测器具有双重功能：作为故障检测器能够检测出故障的发生,以及作为故障诊断观测器能够理想的估计出故障随时间变化的形状．仿真结果说明了算法的有效性。     

模糊时滞系统的传感器故障诊断

针对一类含有未知输入干扰的时滞系统,研究了一类T-S模糊时滞系统的传感器故障诊断问题。通过设计自适应观测器,得到了一种新的鲁棒传感器故障诊断方法。首先对于不含有干扰的系统,设计了自适应观测器进行诊断,然后考虑具有外部干扰的时滞系统,设计了鲁棒自适应观测器进行诊断。这个自适应观测器不仅可以检测出故障的发生,还可以对故障进行较好的估计。同时基于Lyapunov函数方法证明了系统的稳定性。仿真结果说明了此方法具有很好的诊断性能。     

基于滑模观测器的故障检测与重构方法

针对不确定控制系统的故障诊断问题,提出了一种利用滑模观测器进行故障检测与重构的方法.首先设计滑模观测器,以实现系统的执行机构和传感器的故障重构,然后在对系统传感器的故障重构中,采用设计二级观测器构造一个虚拟等效系统的方法提高重构精度,通过运用低通滤波器,将原始的传感器故障以执行器故障的形式表示,并用线性矩阵不等式(LMI)方法来设计观测器.该方法能够更准确的估计出系统的传感器故障,最后给出的数值仿真实例说明了其有效可行性.     

一类非线性系统的鲁棒故障诊断

基于未知输入观测器设计和等价控制的概念,讨论了一类非线性系统传感器故障的鲁棒故障诊断问题.首先引入若干积分变量对该类非线性系统进行扩维;然后针对扩维后的系统设计基于变结构的未知输入观测器;最后,由等价控制的概念直接重构得到传感器故障.仿真结果表明等价控制能够较好地重构传感器故障.     

基于未知输入观测器的悬架故障诊断

首先将故障作为观测器的未知输入,从而通过观测器的设计来解耦故障与系统状态,然后用公式来统一描述悬架系统执行器故障、传感器故障以及元器件故障。Simulink仿真实验验证了观测器的可行性。     

一类非线性系统的鲁棒故障诊断

基于未知输入观测器设计和等价控制的概念，讨论了一类非线性系统传感器故障的鲁棒故障诊断问题．首先引入若干积分变量对该类非线性系统进行扩雏；然后针对扩维后的系统设计基于变结构的未知输入观测器：最后，由等价控制的概念直接重构得到传感器故障．仿真结果表明等价控制能够较好地重构传感器故障。     

滑模观测器在卫星姿控系统故障诊断中的应用

为提高卫星系统的可靠性,研究了基于观测器的卫星姿态控制系统执行机构故障诊断问题.考虑卫星姿态控制系统的不确定性及外界干扰,设计一种鲁棒自适应滑模观测器,采用Lyapunov函数作为稳定观测器的判别条件,保证了观测器的存在,利用设计的观测器对执行机构的故障进行重构从而达到故障诊断的目的.建立卫星闭环姿态控制系统模型并对算...     

考虑性能约束的航天器近距离悬停控制

本文主要研究了考虑预设性能的航天器交会对接中的近距离悬停控制问题.针对追踪航天器近距离悬停控制问题,首先基于追踪航天器的姿轨耦合模型设计了线性滑模控制器实现了近距离悬停任务.在此基础上,为对系统收敛过程中系统状态的暂态性能进行约束,设计了基于预设性能的滑模控制器.同时,为减少系统状态的收敛时间,针对预设性能中的性能函数...     

刚体航天器有限时间输出反馈姿态跟踪控制

为提高航天器系统飞行可靠性,研究角速度信息不可测量的刚体航天器有限时间姿态跟踪控制,将姿态导数信息作为未知状态,设计基于改进自适应超螺旋滑模的状态观测器,避免未知状态导数上界需要已知的约束,将姿态运动方程进行扩维,在有限时间内实现对未知角速度估计.同时考虑环境干扰和模型不确定,设计新的有限时间干扰观测器,结合连续自适应方法实现对系统综合不确定上界的估计.在此基础上,基于终端滑模技术,设计有限时间连续姿态跟踪控制器,较好地减小了控制输入抖振,并采用Lyapunov理论证明了观测器和控制器的有限时间稳定性.最后仿真结果说明了所提方法的有效性.     

基于自适应神经网络滑模观测器的容错控制

针对机电伺服系统可能发生的故障,提出基于自适应神经网络滑模观测器的快速终端滑模容错控制策略.在自适应滑模观测器中引入神经网络估计故障,以提高故障发生时观测器的状态估计精度和故障检测准确性.利用观测器的状态估计值进行状态重构,结合参数自适应技术和快速终端滑模控制方法设计主动容错控制器.针对参数不确定性设计参数自适应率进行估计,并利用前馈补偿技术补偿故障和参数不确定性.针对未知上界的扰动设计具有自适应增益的鲁棒项.利用Lyapunov定理证明所提出的控制方法可以实现系统有界稳定,大量仿真和实验结果验证了控制器在系统发生故障时具有良好的容错能力、控制精度和响应速度.     

基于中心流形理论的欠驱动航天器姿态控制

考虑一类欠驱动航天器的执行机构为喷气推力器,根据航天器姿态动力学理论,建立欠驱动航天器姿态动力学方程。对于仅有两个反作用飞轮的零动量姿态控制系统设计了不连续的状态反馈控制器。基于给出的欠驱动航天器姿态动力学方程,设计控制律,利用中心流形方法判别驱动航天器系统在临界情形下的稳定性,得出欠驱动航天器姿态达到稳定状态的稳定性控制参数条件。数值仿真验证了所设计控制律的有效性。     

改进型自适应变结构的挠性卫星姿态机动控制

针对带有输入非线性的挠性卫星的姿态机动问题,提出一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法.首先,采用拉格朗日方法建立挠性卫星的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上界的困难,又给出一种改进型自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,通过增加一负反馈项,防止了不确定界函数的参数过大而导致控制过大及系统失稳,从而使对不确定界函数的参数的估计达到更好的效果.最后,将本文提出的控制方法应用于三轴稳定挠性卫星的姿态机动控制,并进行数值仿真研究.仿真结果表明:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.     

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.     

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.     

大型柔性卫星平台的变结构姿态控制

首先利用拉各朗日方程建立了大型柔性卫星的动力学方程，对该动力学方程进行了线性化，并且为了以后设计变结构控制器的需要，设计了状态观测器，然后设计了变结构控制器．在设计过程中，充分考虑了实际工程要求，采用了边界层方法来削弱变结构控制器的抖振，同时考虑了执行机构控制输出受限的情况，采取了利用4个偏置动量轮系统组成三轴零动量飞轮系统对卫星平台进行姿态控制．最后通过数学仿真证明了所设计的控制器的有效性．     

Variable structure attitude maneuver and vibration control of flexible spacecraft

A dual-stage control system design method is presented for the three-axis-rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensor and actuator. In this design approach, the attitude control and the vibration suppression sub-systems are designed separately using the lower order model. The design of attitude controller is based on the variable structure control （VSC） theory leading to a discontinuous control law. This controller accomplishes asymptotic attitude maneuvering in the closed-loop system and is insensitive to the interaction of elastic modes and uncertainty in the system. To actively suppress the flexible vibrations, the modal velocity feedback control method is presented by using piezoelectric materials as additional sensor and actuator bonded on the surface of the flexible appendages. In addition, a special configuration of actuators for three-axis attitude control is also investigated ： the pitch attitude controlled by a momentum wheel, and the roll/yaw control achieved by on-off thrusters, which is modulated by pulse width pulse frequency modulation technique to construct the proper control torque history. Numerical simulations performed show that the rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque and parameter uncertainty.