受扰挠性卫星全局稳定姿态跟踪控制

挠性卫星的姿态跟踪控制要求同时考虑卫星本体姿态跟踪和挠性附件振动对姿态跟踪影响。本文针对存在常值扰动和正弦扰动情况时的挠性卫星姿态跟踪控制问题，考虑目标姿态角速度可以时变的一般情形，设计了基于误差四元数的姿态跟踪控制律，并利用Barbalat引理证明了系统的全局稳定性。数学仿真结果表明该控制律能使闭环控制系统的姿态跟踪全局渐近稳定，从而有效消除常值干扰和正弦干扰，保证卫星本体跟踪精度。     

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.     

采用滑模观测器的六旋翼指令滤波鲁棒控制

针对包含复合干扰的六旋翼无人机鲁棒控制问题,提出了一种基于滑模观测器的指令滤波鲁棒控制方法。建立了包含复合干扰的六旋翼无人机位置和姿态的数学模型,并对位置回路设计了滑模控制律,从而解算出姿态指令;根据姿态角回路输出的虚拟控制律,设计了指令滤波器来抑制微分爆炸现象,并利用辅助滤波器补偿指令滤波的误差;在角速度回路鲁棒控制律中引入滑模观测器,对包括模型误差和外界扰动的复合干扰进行补偿,实现了六旋翼UAV的指令滤波鲁棒控制。仿真结果表明：提出的指令滤波鲁棒控制律与指令滤波自适应控制方法相比,在复合干扰下具有更优的稳定性、准确性和快速性,位置和姿态的最大误差分别仅为0.05?m和0.5°,滑模观测器的估计误差也仅为0.2 （°）/s,能够在更短的时间内实现对六旋翼UAV位移和姿态的鲁棒控制。     

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。     

面向新颖成像模式敏捷卫星的联合执行机构控制方法

为满足新颖成像模式对卫星姿态快速机动或对规划姿态的高精度跟踪控制需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺（Control moment gyroscopes,CMG）群与反作用飞轮为联合执行机构的挠性敏捷卫星,提出一种融合以Legendre伪谱法实现卫星姿态及CMG群框架角速度最优规划的前馈控制、以非线性模型预测控制（Nonlinear model predictive control,NMPC）实现最优轨迹反馈跟踪的复合控制方法.在前馈控制律设计中,充分考虑了CMG群的力矩输出能力、奇异性及振动抑制性能等约束,规划获得了最优的CMG群框架角速度、卫星的姿态角及角速度.在反馈控制律设计中,以飞轮输出力矩能力、姿态机动快速性及能量为约束,设计了具有滚动优化思想的跟踪算法,补偿由于初始状态及转动惯量偏差等带来的控制误差.研究结果表明,在转动惯量存在偏差情况下,本文的控制方法仍是有效的,且表现出较强的鲁棒性.     

带有干扰的挠性卫星非线性姿态输出反馈控制

针对挠性卫星在飞行过程中存在参数不确定性、干扰（常值扰动和正弦扰动）及挠性附件的振动控制问题,提出了一类基于输出反馈控制系统的鲁棒设计方法,该设计仅利用姿态四元数输出信息,而无需角速度、挠性变形位移及其速率测量信息;同时,在控制中又引入积分环节用于减小常值干扰引起的稳态误差,并且控制器参数的选者并不依赖于系统参数,基于Lyapunov理论证明了所设计的控制器保证了姿态的稳定和模态振动的衰减;最后,将该方法应用于挠性卫星的姿态机动控制,仿真结果表明该控制器不仅对参数不确定性具有很好的鲁棒性,而且能够有效消除常值干扰和正弦干扰的影响,在完成姿态机动控制的同时,能够抑制挠性附件的结构振动,具有良好的过渡过程品质．     

四旋翼双环滑模姿态控制系统设计与仿真

针对四旋翼姿态角难以快速跟踪实际控制指令,传统线性化方法稳定性能不佳、用简单滑模控制存在控制律难以实现等问题,提出了一种基于双环滑模控制系统的设计方案。通过建立四旋翼的姿态动力学模型推导出姿态角和角速度的控制律方程。最后,基于实验室搭建的四旋翼硬件实验平台对该方案进行MATLAB仿真分析,并与常规PID控制方法和反步法进行了比较。结果表明该方法有效可行,跟踪姿态角更加快速、精确。     

一类附件大角度、快速机动航天器的动力学和控制

本文研究一类附件作大角度、快速机动航天器的动力学与控制问题。建立了该系统的矢量动力学方程。在俯仰平面内，结合运动学方程得到一组标量方程。把角速度二次项当作干扰，分析了系统的动力学特性和干扰的低频性质。设计了黄金分割自适应控制律，仿真表明星体的姿态和姿态角速度、附件的跟踪都具有很好的控制效果。     

基于路径规划的挠性航天器姿态自适应控制

针对挠性航天器存在动力学参数不确定性以及三轴非线性强耦合的特点,提出了一种基于余弦函数路径规划的姿态自适应控制方法。首先,分析挠性航天器动力学模型,给出了其姿态控制系统的总体结构;然后,为有效抑制挠性附件振动对控制性能的影响,设计了一种余弦角加速度姿态路径规划方法对指令信号进行柔化,以减少指令信号中的高频成分;最后,将柔化指令信号作为控制系统的期望输入信号,并采用基于多输入多输出特征建模理论,设计了姿态自适应跟踪控制器。通过MATLAB/Simulink仿真,验证了所提姿态控制策略的有效性。     

干扰环境下的挠性航天器姿态跟踪控制

挠性航天器在姿态机动过程会受环境干扰力矩的作用,研究有扰情况下挠性航天器的姿态跟踪控制问题.首先,设计了干扰观测器在线估计频率已知的外部干扰信号,然后,基于干扰观测器设计了非线性反馈姿态跟踪控制器以跟踪目标姿态,并且该控制器只需要误差四元数和角速度的反馈信息.其次,采用Lyapunov方程和Barbalat引理证明了控...     

Continuous robust fault‐tolerant control and vibration suppression for flexible spacecraft without angular velocity

The fault‐tolerant control and vibration suppression for flexible spacecraft without angular velocity measurement are investigated. External disturbances, actuator faults, unknown angular velocity, and flexible vibration are addressed simultaneously. Firstly, a model‐free adaptive supertwisting state observer and an angular velocity calculation algorithm in one step are developed by using attitude information only, which can estimate the angular velocity in finite time. Then, on the basis of angular velocity estimation, a novel continuous multivariable integral sliding mode (CMISM) is proposed for the first time, which is a combination of continuous nominal controller and a modified multivariable twisting controller to reject disturbances and faults. The CMISM can stabilize attitudes in finite time and attenuate chattering effectively. Furthermore, the input shaping technique is developed to achieve effective vibration suppression of the flexible appendages. Finally, the efficiency of the proposed method is illustrated by numerical simulations.     

SGCMGs驱动的挠性航天器有限时间自适应鲁棒控制

针对挠性航天器系统中同时存在单框架控制力矩陀螺群(Single gimbaled control moment gyroscopes,SGCMGs)摩擦非线性、电磁干扰力矩、惯量摄动以及外部干扰等问题,提出了一种有限时间自适应鲁棒控制(Finite-time adaptive robust control,FTARC)...     

基于准连续高阶滑模的可重复使用运载器再入姿态控制

针对可重复使用运载器再入段的姿态控制问题,提出一种基于准连续高阶滑模的控制方法。将姿态控制系统分为两个回路,分别为角度控制回路与角速度控制回路。角度回路作为外回路产生角速度指令,角速度回路作为内回路跟踪外回路产生的角速度控制指令。为了提高系统的鲁棒性,对两个回路分别设计滑模控制器。外回路中设计基于低通滤波的终端滑模控制方法,以获得平滑的控制量作为角速度指令。内回路设计增加系统相对阶的准连续高阶滑模方法,使控制律中不直接含有符号函数项,保证系统稳定的同时减弱控制器抖振。在具有外界干扰与参数不确定的情况下,使用本文提出的方法进行仿真试验,仿真结果证明了所提出方法的有效性。     

Output attitude tracking for flexible spacecraft

In this work a class of nonlinear controllers has been derived for spacecraft with flexible appendages. The control aim is to track a given desired attitude. First, a static controller based on the measure of the whole state is determined. Then, a dynamic controller is designed; this controller does not use measures from the modal variables, and the variables measured are the parameters describing the attitude and the spacecraft angular velocity. Finally, it is shown that a relaxed version of the tracking problem can be solved when the only measured variable is the spacecraft angular velocity. Simulations show the performances of such control schemes.     

Observer-based continuous finite-time attitude control for rigid–flexible coupling satellites

In this paper, a novel finite-time attitude control law is proposed for rigid–flexible coupling satellites in large angle manoeuver. First, the rigid–flexible coupling dynamic model is set up to reflect the coupling effect between the deformation of flexible appendages and the spatial movement of the rigid hub. Then an extended state observer (ESO) is designed to estimate and compensate the total perturbation including high-order flexible coupling terms, external disturbances and uncertain inertia. Following this, a continuous finite-time attitude controller is designed based on non-singular fast terminal sliding mode (NFTSM) and fast power reaching law, which is introduced to smooth the control input and eliminate the chattering. Numerical simulation is designed to verify the finite-time stability, high accuracy, disturbance rejectionand vibration damping of the proposed control scheme and then a ground experimental system is set to further test the controller's practicability.     

Robust PID controller for flexible satellite attitude control under angular velocity and control torque constraint

A PID controller for flexible satellite attitude control with unknown perturbation is proposed in this paper. System inertia uncertainty, stochastic disturbance torque, and perturbation of flexible deformation are discussed, and the controller proposed in this paper is robust to these perturbations. A novel integral term is designed; hence the Lyapunov function structure is modified and the stability proof is simplified. The angular velocity constraint is discussed and a novel method to solve the angular velocity saturation issue is given. The control torque saturation issue is also taken into consideration. Stability for all conditions considered in this paper is proved by the Lyapunov method. The performance of the controller is demonstrated by numerical simulation.     

带挠性伸杆机构小卫星的复合振动控制

为了满足空间探测任务的要求,需采用轻质的伸杆机构支撑各类探测载荷远离卫星本体以避免平台剩磁对空间测量信息的干扰,而挠性伸杆的弹性振动会耦合影响到卫星本体,从而降低卫星本体的姿态控制精度.考虑到挠性附件振动的复杂性及其对航天器本体的耦合影响,采用最优指令整形抑制挠性伸杆的低阶模态振动,并在本体控制中设计自适应扰动抑制滤波器进一步抵消挠性伸杆的残余振动对本体的干扰作用.仿真结果表明,此复合振动控制方法可显著的提高此小卫星的姿态控制精度.     

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.