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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. 相似文献
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摘要:本文提出了一种李亚普诺夫函数的非线性控制方法,用于完成欠驱动刚体航天器(under-actuated rigid spacecraft,UCRS)姿态系统的稳定控制,确保UCRS全程稳定飞行. 首先,根据已知的UCRS系统的动力学模型和利用( , )参数表述的运动学模型,变换得到动力学和运动学的一体化模型;其次,对于有驱动轴输出力矩作用的姿态控制通道,通过分别构造合适的李亚普诺夫函数,推导得到驱动轴控制力矩的耦合等式;再次,通过解算两个驱动轴控制力矩的耦合等式,推导得到驱动轴控制力矩的函数表达式,完成李亚普诺夫函数的非线性控制器(Lyapunov function nonlinear controller,LFNC)设计,确保姿态系统参数的一致收敛;最终,为了检验本文提出的LFNC的性能,进行了数值仿真实验,另外选取了奇异避免的反步控制器(singularity avoidance back-stepping controller,SABSC)进行比较,实验结果表明本文提出的控制器LFNC具有更好的控制性能. 相似文献
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为了完成欠驱动刚体航天器(UCRS)姿态系统的稳定控制,使得UCRS全程稳定飞行,本文提出了一种奇异避免的反步控制(SABSC)方法.首先,对于已知的UCRS系统的动力学模型和利用(w, z)参数表述的运动学模型,本文通过构造合适的李雅普诺夫函数,推导得到了两个驱动轴角速度理想的函数表达式,确保了姿态系统参数的一致收敛;其次,在理想姿态角速度的基础上,借助于重构期望的李雅普诺夫函数,设计得到了奇异避免的反步控制器;最终,为了检验本文提出的SABSC的性能,进行了数值仿真实验,实验结果表明本文提出的控制器具有较好的控制性能. 相似文献
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欠驱动刚体航天器姿态运动规划的遗传算法 总被引:5,自引:1,他引:5
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. 相似文献
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对高精度在轨航天器姿态控制问题进行了研究,提出了一个基于直接动态反馈补偿(direct dynamics feedback compen-sation,DDFC)的航天器姿态控制方法.方法使得系统的输入量为执行机构的转速,也就是使得执行机构工作在速率模式,可以避免高频噪声对控制系统的影响,提高系统的可靠性.仿真结果表明,方法可以有效地克服模型参数不确定等非理想因素,航天器的姿态角以较高的精度快速跟踪目标值,最终偏差满足要求,系统性能良好.这种方法物理概念清晰、数学过程简明,便于工程实现. 相似文献
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针对一类具有外部扰动的航天器控制系统,提出一种基于漏斗策略的高精度姿态控制方法,从而对整个跟踪控制轨迹进行规划,保证控制误差时刻满足设计需求,有效提升控制系统动态性能与品质.首先,对所提出姿态控制策略的跟踪性能进行理论分析,结果表明如果姿态控制误差初值位于根据性能需求设计的漏斗区域内,则在后续任意时刻跟踪误差将始终位于该动态性能漏斗中.在此基础上,考虑到实际工程应用中航天器系统控制信号的有界性需求,给出性能漏斗的优化设计方法,从而保证在输入幅值约束下控制系统的动态性能.最后通过数值仿真验证了所提出航天器姿态漏斗控制策略设计方法及理论分析结果的正确性和有效性. 相似文献
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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. 相似文献
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Yonmook Park 《International journal of systems science》2013,44(7):1222-1233
In this paper, a robust and optimal attitude control design that uses the Euler angles and angular velocities feedback is presented for regulation of spacecraft with disturbances. In the control design, it is assumed that the disturbance signal has the information of the system state. In addition, it is assumed that the disturbance signal tries to maximise the same performance index that the control input tries to minimise. After proposing a robust attitude control law that can stabilise the complete attitude motion of spacecraft with disturbances, the optimal attitude control problem of spacecraft is formulated as the optimal game-theoretic problem. Then it is shown that the proposed robust attitude control law is the optimal solution of the optimal game-theoretic problem. The stability of the closed-loop system for the proposed robust and optimal control law is proven by the LaSalle invariance principle. The theoretical results presented in this paper are illustrated by a numerical example. 相似文献
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充液柔性航天器非线性姿态动力学及再定向姿态机动 总被引:2,自引:1,他引:2
岳宝增 《动力学与控制学报》2010,8(1):74-79
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. 相似文献
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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 总被引:8,自引:1,他引:8
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. 相似文献
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一种改进的自适应滑模控制及其在航天器姿态控制中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
针对刚体航天器的鲁棒姿态控制问题,提出一种改进的自适应滑模控制(ASMC)算法.该算法除了不需要事先知道扰动及系统参数不确定性的上界外,还有效地解决了现有ASMC设计中对切换增益的过度适应问题.该算法具有以下优点:1)自适应的切换增益更接近扰动及参数不确定性的上界,能够产生低抖振的控制信号;2)控制力矩更为平滑,适于工程应用.仿真结果验证了所提出算法的有效性. 相似文献
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航天器姿态自抗扰控制 总被引:1,自引:0,他引:1
为抑制航天器自身结构参数变化和内外扰动对姿态控制精度和姿态稳定度的影响, 设计了航天器姿态自抗扰控制器. 自抗扰控制器(ADRC)由跟踪微分器(TD)、扩张状态观测器(ESO)和姿态反馈控制器(AFC)3部分组成.跟踪微分器负责安排姿态指令过渡过程, 并提取其微分信号. 扩张状态观测器(ESO)充分利用姿态敏感器与速率陀螺的量测信息, 可对航天器姿态及内部和外部干扰进行观测. 姿态反馈控制器则在补偿ESO估计的干扰的同时,实现航天器的姿态控制. 与已有研究相比, 扩张状态观测器采用复合量测信息对状态估计进行校正, 性能较好. 而自抗扰控制器只采用一个环路即可实现姿态控制及干扰补偿, 结构简单. 对某航天器姿态控制系统的仿真结果表明,以上自抗扰控制器是可行的. 相似文献