欠激励航天器姿态翻滚抑制的滑动控制

本文讨论了以非完整配置的单向推力器系统为执行机构时，刚性航天器姿态翻滚的镇定问题，一般来说，非完整的单向推力器系统在产生两维控制力矩时，常会在控制产生非零量。本文研究了一类特殊的有扰量情况－共面扰量降维完整配置时则性航天器姿态翻滚的镇定问题，通过状态变换将共面扰量控制问题转化为另一系统的零扰量控制问题，基于滑动控制律实现了姿态角速度的渐进镇定，仿真结果证实了所述方法的有效性。     

挠性欠驱动航天器的姿态镇定方法

针对挠性欠驱动航天器的姿态系统的镇定问题,提出了一种基于自适应观测器的容错控制方法,使得航天器的角速度和姿态收敛到有界的区域．所考虑的挠性航天器几乎是轴对称的,其中小参数ε给出了航天器关于欠驱动轴的非对称性的度量程度．首先,利用齐次系统的思想简化系统的模型,消除部分难以处理的耦合项;其次,设计自适应观测器实现对挠性非线性项的未知信息进行估计,并给出观测值与真值的范数界限;进而设计容错控制器使得系统的输出对于耦合项的估计是输入状态稳定的．最后,仿真结果验证了所提方法的有效性．     

带有两个动量飞轮刚体航天器的姿态非完整运动规划问题

航天器利用三个动量飞轮可以控制其姿态和任意定位.当其中一个动量飞轮失效,在某些特定的情况下,如何控制航天器的姿态问题还没有有效的方法.利用最优控制方法研究了带有两个动量飞轮的刚体航天器姿态优化控制问题.为此考虑系统角动量为零的情况下,将航天器姿态运动方程化为非完整形式约束方程,系统的控制问题可转化为无漂移系统的非完整运动规划问题.通过Ritz近似理论得到求解带有两个动量飞轮航天器姿态的运动规划控制算法.通过数值仿真,表明该方法对航天器姿态运动规划控制是有效的.     

复杂约束下的挠性航天器姿态参考管理控制

本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法. 首先, 采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型, 分析了存在的控制约束和角速度约束. 在此基础上, 设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法. 由于挠性模态不能直接测量, 内层设计了模态观测器, 并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入. 随后, 外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径, 该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态, 通过跟踪该路径, 航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置. 通过构造合适的李雅普诺夫函数, 严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性. 最后, 仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.     

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。     

基于滑模控制的充液航天器燃料晃动抑制研究

考虑一类带液体燃料的航天器,由于航天器控制自身姿态的同时,还需要抑制液体燃料的晃动,使得系统整体表现为一个欠驱动系统.针对给出的物理模型,将其转化为一定形式的标准型,并对模型的特性进行了分析验证,最后采用一种适用于一类欠驱动系统的滑模控制方法来进行控制器的设计.由系统的稳定性分析可以看出,设计的控制器可以使系统的一些状态量达到平衡点,而剩下的状态量在系统自身特性的作用下,也能够达到平衡点,进而使整个航天器系统渐近稳定.仿真结果证明了控制器的有效性和可行性.     

欠驱动刚体航天器姿态运动规划的遗传算法

研究欠驱动刚体航天器姿态的非完整运动规划问题．航天器利用3个动量飞轮可以控制其姿态和任意定位,当其中一轮失效,航天器姿态通常表现为不可控．在系统角动量为零的情况下,系统的姿态控制问题可转化为无漂移系统的运动规划问题．基于优化控制理论,提出了求解欠驱动刚体航天器的姿态运动控制遗传算法,并且数值仿真表明：该方法对欠驱动航天器姿态运动的控制是有效的．     

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.     

基于积分滑模的航天器有限时间姿态容错控制

针对存在执行机构故障和外部干扰的刚体航天器姿态稳定系统,本文提出了基于积分滑模的容错控制策略,实现了姿态有限时间稳定.首先,利用齐次系统相关理论,设计了一类饱和有界的基础控制律,保证了不存在执行机构故障和干扰情况下的姿态有限时间稳定.在此基础上,利用积分滑模和自适应技术设计了一种有限时间姿态鲁棒容错控制方案,对执行机构故障和干扰进行有效的补偿;该方案能够快速地实现姿态高精度稳定,并抑制系统抖振现象.最后,将本文提出的姿态容错控制方案进行数值仿真与对比,验证了方案的有效性与优越性.     

基于级联型具有旋转激励的平移振荡器系统的滑模控制

针对欠驱动具有旋转激励的平移振荡器(TORA)系统的控制问题,本文首次提出一种全局滑模控制方法,使闭环系统在整个控制过程对外界干扰均具有鲁棒性.相比已有控制方法,本文所提方法结构简单,便于实现;而且放宽了对外界干扰的假设条件,可实现闭环系统的全局滑模控制.具体而言,本文首先将系统模型变换为由两个子系统组成的级联形式;随后,针对内环子系统设计了一种虚拟控制输入,在此基础上构造了一种新颖的滑模面并设计了相应的滑模控制器;最后,通过严格的数学分析证明了闭环系统的稳定性及系统状态的渐近收敛性,利用数值仿真测试检验了本文所提方法的控制性能.通过与已有方法进行仿真对比可知,本文方法在镇定控制与鲁棒性方面均表现出良好的控制性能.     

欠驱动RTAC的滑模自抗扰镇定控制

针对欠驱动RTAC(rotational/translational actuator)的镇定问题,提出了一种滑模自抗扰控制方法,通过对总扰动的观测和补偿降低了未知扰动对RTAC的影响.为克服RTAC的欠驱动特性,所提方法通过将可驱动的摆球角度和无驱动的小车位置两个状态相结合,构建出虚拟被控量作为系统输出,从而使RTA...     

ROBUST STABILIZATION OF A CLASS OF UNCERTAIN TIME DELAY SYSTEMS IN SLIDING MODE

This paper addresses the problem of robust stabilization of a class of uncertain systems subject to internal (i.e., in the state) point delays, external (i.e., in the input) point delays and nonlinear disturbances by using sliding mode control. Methods for the design of sliding mode controllers based on state feedback, static output feedback and dynamic output feedback, respectively, are proposed. Sufficient conditions for the asymptotic stability and robustnesss of the closed–loop systems are given under a wide class of admissible nonlinear disturbances. © 1997 by John Wiley & Sons, Ltd.     

Application of SSTT control algorithm for underactuated: surface vessel,PPR manipulator and pneumatically actuated slider-inverted pendulum

The paper deals with verifications and validation of the control algorithm for simultaneous stabilization and trajectory tracking of underactuated nonlinear mechanical systems. A simplicity, universality, and effectiveness of the control law are shown on simulations to the both multibody second-order nonholonomic systems (a planar PPR manipulator and an inverted pendulum) and underactuated systems with forces/moments input coupling (a surface vessel). An experimental verification has been made on the novel pneumatically actuated slider-inverted pendulum with included friction effects. Also, an actuator compensator is constructed and implemented for this highly nonlinear experimental setup to avoid the increase of the system’s relative degree in the closed control loop, and to avoid the unnecessary time derivation of the system’s functions with non-differentiable Coulomb friction effects.     

航天器执行机构部分失效故障的鲁棒容错控制

针对航天器在轨运行时受到外部干扰以及存在执行机构部分失效故障的问题,提出一种基于白适应滑模控制的鲁棒容错控制方法．该方法利用自适应算法估计执行机构故障的最小值,并通过设计滑模变结构控制器来实现对故障的容错控制以及对干扰的抑制控制,无需精确获得执行机构故障值,从而使得设计的控制器对于故障具有一定的鲁棒性．仿真结果表明了该...     

用滑动模态实现一类非完整动力学系统的指数镇定

对于基变量具有对称性的一类确定非完整动力学系统,直接基于该系统模型,利用滑动模态的方法设计了指数镇定控制器,得到了状态空间中的一个区域.当系统初始状态位于该区域内时,系统状态是指数收敛的,而当初始状态不在该区域内时,可用非零的开环常值控制使系统状态在有限时间内进入这一区域.因此,它是一种简洁的全局镇定律.最后,用仿真结果验证了这一方法的有效性.     

SLIDING MODE OUTPUT TRACKING WITH APPLICATION TO A MULTIVARIABLE HIGH TEMPERATURE FURNACE PROBLEM

The paper describes a theoretical framework for the design of a robust multivariable output tracking controller using sliding mode concepts. The approach assumes that only measured outputs are available and uses a sliding mode observer to reconstruct estimates of the internal system states for use in a full information sliding mode control law. This scheme is applied to a control problem associated with high temperature furnaces. The paper describes the synthesis of the proposed control scheme from design through to implementation on an industrial test facility. © 1997 by John Wiley & Sons, Ltd.     

Adaptive Fault‐Tolerant Attitude Tracking Control of Rigid Spacecraft on Lie Group with Fixed‐Time Convergence

This paper investigates the fixed‐time attitude tracking problem for rigid spacecraft in the presence of inertial uncertainties, external disturbances, actuator faults, and input saturation constraints. The logarithm map is first utilized to transform the tracking problem on SO(3) into the stabilization one on its associated Lie algebra ( ). A novel nonsingular fixed‐time‐based sliding mode is designed, which not only avoids the singularity but also guarantees that the convergence time of tracking errors along the sliding surface is independent of the state value. Then, an adaptive fault‐tolerant control law is constructed, in which an online adaptive law is incorporated to estimate the upper boundary of the lumped uncertainties. The combined control scheme enforces the system state to reach a neighborhood of the sliding surface in the sense of the fixed‐time concept. The key feature of the resulting control scheme is that it can accommodate actuator failures under limited control torque without the knowledge of fault information. Numerical simulations are finally performed to demonstrate the effectiveness of the proposed fixed‐time controllers.     

FLEXIBLE SPACECRAFT VIBRATION SUPPRESSION USING PWPF MODULATED INPUT COMPONENT COMMAND AND SLIDING MODE CONTROL

This paper presents a dual‐stage control system design method for the rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages. In this design approach, attitude control system and vibration suppression were designed separately using lower order model. The design of attitude controller was based on sliding mode control (SMC) 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. The shaped command input controller based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method is designed for reduction of flexible mode vibration, which only requires information about natural frequency and damping of the closed system. Additionally, to extend the CSVS method to the system with on‐off actuators, pulse‐width pulse‐frequency (PWPF) modulation is employed to control the thruster firing and integrated with the CSVS method. Simulation results have been proven the potential of this technique to control flexible spacecraft.     

宏/微驱动定位系统滑模变结构控制的研究

研究了具有宏/微双重驱动定位工作台的滑模变结构控制技术.该工作台采用直线电机进行大行程位移驱动,来保证较大的工作行程和较快的响应速度,采用压电陶瓷微位移器完成精密位移驱动,利用光栅尺实现闭环位移反馈,可以实现100mm的工作行程,0.01μm的重复定位精度.