神经网络补偿的挠性卫星敏捷姿态机动

采用单框架控制力矩陀螺( SGCMG)作为主要执行机构,研究了挠性卫星的敏捷机动问题．首先,为 挠性卫星建立带有时变参数及模型不确定性的刚柔耦合动力学模型;配置控制力矩陀螺／飞轮混合执行机构 以满足敏捷卫星快速机动和高精度的任务需求．然后,设计积分型变结构控制律,并利用神经网络补偿器逼 近不确定项,消除卫星挠性耦合特性和模型不确定性对系统的影响,最后,对算法进行了仿真验证．结果表明 所设计的控制系统能够在执行机构不产生奇异的前提下,有效地抑制挠性附件的振动,使卫星在外界干扰及 模型不确定性的影响下,快速达到要求的指向精度和稳定度     

飞轮故障时的小卫星轮控与磁控联合控制方法

反作用飞轮和磁力矩器是现代小卫星姿态控制的主要执行机构,针对反作用飞轮故障情况,提出一种使用磁力矩器和反作用飞轮联合控制的故障处理方案.首先给出了具有控制分配环节的联合控制方案,在此基础上推导了故障模式下的控制分配策略和磁卸载算法.最后进行数学仿真,结果表明该算法在飞轮故障时能够动态实现故障隔离和系统重构,有效完成小卫星高精度姿态控制任务,且该方法鲁棒性能好、设计简单、易于在轨实时计算.     

过驱动航天器自适应姿态补偿控制及控制分配

针对过驱动航天器存在执行机构安装偏差及外部干扰问题,提出一种自适应姿态补偿控制策略,应用Lyapunov稳定性理论证明了该控制算法能够在有限时间内实现姿态几乎全局渐近跟踪控制．同时考虑执行机构冗余特性及其控制力矩位置和速度约束,设计最优动态控制分配策略保证控制力矩的平稳性和能量最优．最后将设计的控制器与控制分配策略应用于某型航天器姿态跟踪控制,仿真结果表明该方法对不确定惯量特性具有良好的鲁棒性,对执行器安装偏差与干扰具有较好的补偿控制能力,并验证了该控制分配策略具有较好的能量优化控制能力．     

考虑安装偏差的联合执行机构自适应控制算法

为满足卫星机动过程中成像的需求,采用联合控制力矩陀螺和飞轮作为执行机构提供大且精确的控制力矩,但其安装的偏差会降低卫星姿态控制精度,基于设计自适应控制律处理这一问题.在携带变速控制力矩陀螺卫星通用模型的基础上,建立考虑安装偏差的联合执行机构控制模型.基于修正罗德里格参数描述的姿态运动学,设计多输入多输出自适应跟踪控制律估计执行机构的安装偏差与卫星转动惯量,并进行控制补偿以提高姿态控制精度.采用平滑映射避免控制律出现奇异现象而导致的无法执行,并基于Lyapunov原理分析了控制系统稳定性.数学对比仿真结果表明,该控制方法能够有效的实现卫星快速机动过程中的高精度控制,可提高2个数量级的跟踪控制精度.     

面向机动的临近空间飞行器自适应协调控制

为提高临近空间飞行器的机动性能,提出一种结合推力矢量的新型自适应滑模控制方法,并搭建闭环最优控制分配系统,实现气动舵面与矢量喷管最优分配,保证飞行器稳定机动飞行。首先为应对机动飞行环境中复杂不确定,设计新型自适应滑模控制器,放宽了现有自适应滑模控制不确定有界性限制,获得确保姿态角稳定跟踪的期望控制力矩。引入推力矢量技术的临近空间飞行器存在多种控制输入,控制分配是机动飞行控制的关键。其次为确保机动飞行稳定安全,从稳定性角度提升分配性能,设计闭环最优控制分配策略,将期望控制力矩精确稳定地分配到执行器,完成气动舵面和矢量喷管协调控制,实现机动飞行中姿态角对参考指令的稳定跟踪。仿真结果表明：推力矢量技术对于扩大临近空间飞行器横纵方向姿态角变化范围具有有效性,同时验证了所设计控制策略能够在复杂不确定影响下保证飞行姿态稳定。     

基于聚类变异PSO优化的VSCMGs模糊平滑切换算法

针对变速控制力矩陀螺（variable speed control moment gyro,VSCMG）作为执行机构应用在敏捷遥感卫星上进行姿态机动时末端模式切换的平稳性和快速性冲突问题,在考虑框架转速误差的基础上,设计姿态误差参数作为切换指标,制定误差参数切换区域内的过渡规则,将指令力矩实时分配给控制力矩陀螺（control moment gyro,CMG）和飞轮并分别求解,提出了一种控制力矩陀螺/反作用飞轮工作模式模糊平滑切换操纵律。为了使得姿态机动末端卫星姿态达到姿态稳定度和指向精度要求的时间更短,以该时间为优化指标提出聚类变异改进粒子群算法对该操纵律参数寻优,确定最佳的切换区域和切换参数,并进行了仿真验证。结果表明:改进后粒子群算法在相同的迭代次数中总是表现出比传统粒子群算法更优的适应度,具有更快的收敛速度和更高的收敛精度,参数优化后的模糊平滑切换操纵律相比于现有操纵律能够在较短时间内完成双模式的平滑切换,并在姿态机动末端更迅速地达到姿态稳定度和指向精度要求,提高了遥感卫星敏捷机动与高稳指向的控制性能,有利于高质量完成成像任务。     

空间飞行器大角度姿态机动控制能量优化

空间飞行器姿态控制系统以开关式小推力器为执行机构, 为实现该飞行器在执行Rest-to-Rest大角度姿态机动任务的过程中消耗燃料最小化,从姿态控制律设计和姿态机动指令设计两方面出发进行能量优化.首先, 给出了空间飞行器6个脉冲式姿控发动机布局, 建立了用四元数描述的空间飞行器大角度姿态机动非线性控制系统的数学模型.在此数学模型的基础上,设计了一种空间飞行器三轴大角度姿态机动非线性PD控制律,并用Lyapunov方法证明了非线性姿态控制系统的稳定性.设计了三轴姿态控制中6个脉冲式姿控发动机的分配逻辑.为了配合开关式小推力器以脉冲宽度调制方式近似输出连续型控制量并减少燃料消耗,在非线性PD控制律中引入了3个开关门限,并应用粒子群与遗传算法优化选取这些开关门限.在Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计中,提出了一种令欧拉角匀速变化的角速度和四元数指令规划方法,提高了姿态控制系统的瞬态响应品质,并相对于阶跃型指令明显减少燃料消耗.结果表明,数值仿真验证了非线性控制律的开关门限设计,以及Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计在减少燃料消耗方面的有效性.     

敏捷小卫星姿态控制律和操纵律一体化设计

研究了以控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星姿态控制系统控制律和操纵律的一体化设计.首先,采用4个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)构成典型的金字塔构型的CMG,并根据CMG的框架轴轴承会逐步退化建立CMG动力学模型.然后,基于自适应控制思想,设计控制律和操纵律一体化的控制器,同时考虑到为避免CMG奇异性影响,基于Lyapunov理论证明其组成的闭环系统渐近稳定.最后,通过建立敏捷小卫星闭环姿态控制系统对算法进行仿真验证,仿真结果表明该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星快速姿态机动.     

控制受限航天器时变滑模姿态控制

在推力器执行机构输出力矩受限的条件下,针对带有输入饱和特性的挠性航天器的姿态机动问题,提出了一种将线性滑模面和时变滑模面相结合的变结构控制器设计方法,给出其切换机制以实现挠性航天器快速姿态机动给出了变结构输出反馈控制器设计的方法;最后,将本文提出的方法应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,仿真结果表明:在推力器的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.     

小卫星大角度姿态机动的变结构控制方法

大角度姿态机动是高分辨率遥感小卫星的关键技术之一,在反作用轮速率饱和限制条件下,为获得较短的机动时间,在极大值原理和变结构控制理论的基础上,提出分步优化的方法,设计了次最优控制,避免了直接优化控制存在的困难,仿真结果表明：控制算法能在反作用轮速率饱和限制条件下较快地实现姿态大角度机动,具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。     

柔性航天器大角度机动闭环开关序列控制

针对柔性航天器大角度姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,提出了一种闭环脉冲序列控制方法．该方法利用姿态角和角速度作为反馈信号,分别使用喷气推力器、反作用飞轮完成姿态的粗、精控制,以实现航天器的快速大角度机动;同时,为实现平稳的机动过程,设计成形的喷气开关控制指令,以避免机动过程中推力器激起柔性结构的持续振动．全物理实验结...     

Combined Control Allocation and Sliding Mode Control in the Dynamic Control of a Vehicle with Eight In-Wheel Motors

An eight wheel independently driving steering (8WIDBS) electric vehicle is studied in this paper. The vehicle is equipped with eight in-wheel motors and a steer-by-wire system. A hierarchically coordinated vehicle dynamic control (HCVDC) system, including a high-level vehicle motion controller, a control allocation, an inverse tire model and a lower-level slip/slip angle controller, is proposed for the over-actuated vehicle system. The high-level sliding mode vehicle motion controller is designed to produce desired total forces and yaw moment, distributed to longitudinal and lateral forces of each tire by an advanced control allocation method. And the slip controller is designed to use a sliding mode control method to follow the desired slip ratios by manipulating the corresponding in-wheel motor torques. Evaluation of the overall system is accomplished by sine maneuver simulation. Simulation results confirm that the proposed control system can coordinate among the redundant and constrained actuators to achieve the vehicle dynamic control task and improve the vehicle stability.     

Control allocation algorithm for over-actuated electric vehicles

A control allocation algorithm based on pseudo-inverse method was proposed for the over-actuated system of four in-wheel motors independently driving and four-wheel steering-by-wire electric vehicles in order to improve the vehicle stability. The control algorithm was developed using a two-degree-of-freedom(DOF) vehicle model. A pseudo control vector was calculated by a sliding mode controller to minimize the difference between the desired and actual vehicle motions. A pseudo-inverse controller then allocated the control inputs which included driving torques and steering angles of the four wheels according to the pseudo control vector. If one or more actuators were saturated or in a failure state, the control inputs are re-allocated by the algorithm. The algorithm was evaluated in Matlab/Simulink by using an 8-DOF nonlinear vehicle model. Simulations of sinusoidal input maneuver and double lane change maneuver were executed and the results were compared with those for a sliding mode control. The simulation results show that the vehicle controlled by the control allocation algorithm has better stability and trajectory-tracking performance than the vehicle controlled by the sliding mode control. The vehicle controlled by the control allocation algorithm still has good handling and stability when one or more actuators are saturated or in a failure situation.     

Adaptive variable structure control based on backstepping for spacecraft with reaction wheels during attitude maneuver

An adaptive variable structure control method based on backstepping is proposed for the attitude maneuver problem of rigid spacecraft with reaction wheel dynamics in the presence of uncertain inertia matrix and external disturbances. The proposed control approach is a combination of the backstepping and the adaptive variable structure control. The cascaded structure of the attitude maneuver control system with reaction wheel dynamics gives the advantage for applying the backstepping method to construct Lyapunov functions. The robust stability to external disturbances and parametric uncertainty is guaranteed by the adaptive variable structure control. To validate the proposed control algorithm, numerical simulations using the proposed approach are performed for the attitude maneuver mission of rigid spacecraft with a configuration consisting of four reaction wheels for actuator and three magnetorquers for momentum unloading. Simulation results verify the effectiveness of the proposed control algorithm.     

轮控小型月球探测器姿态稳定的非线性预测控制

针对月球探测器飞行任务要求,推导三轴姿态稳定非线性预测控制器,以抑制反作用轮低速摩擦等对姿态的扰动,满足月球探测器高精度姿态稳定控制精度和稳定度的要求．仿真结果表明该控制器控制精度高,能有效抑制飞轮低速摩擦等对姿态的扰动．     

固定时间收敛的空空导弹直接力/气动力复合控制

针对带有直接力/气动力复合控制系统的空空导弹控制律设计问题,提出了一种基于固定时间收敛的滑模控制理论和动态控制分配技术的复合控制策略.首先,根据导弹纵向运动模型设计一种固定时间收敛的滑模控制器,获得建立导弹过载所需要的虚拟控制力矩,并实现过载跟踪误差在指定时间内收敛;其次采用动态控制分配技术将期望控制力矩分别映射到气动力和直接力装置;然后,通过李雅普诺夫理论证明了系统是固定时间收敛的,可以快速收敛到平衡点;最后通过数字仿真验证了所设计复合控制策略的有效性和可实现性.