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.     

挠性航天器姿态机动的自适应滑模控制

针对采用压电智能材料作为敏感器和作动器的挠性航天器姿态机动控制问题,提出一种复合控制策略.首先,基于挠性航天器的非线性动力学模型,采用自适应滑模控制技术设计了姿态机动控制器.其次,为了抑制挠性模态的振动,针对各低阶振动模态设计了正位置反馈(PPF)补偿器的反馈增益.仿真结果表明,该方法在保证挠性航天器完成姿态机动任务的同时,能有效抑制挠性附件的振动.     

带有死区非线性输入的挠性航天器姿态机动智能控制

针对反作用飞轮带有死区非线性输入特性的三轴稳定挠性航天器姿态机动控制问题,提出一种由变结构与神经网络自适应控制技术相结合的智能控制方法。首先,基于航天器非线性和低阶模态动力学模型设计了变结构输出反馈控制律,给出了滑模存在条件,保证闭环系统渐近稳定;其次,采用神经网络自适应控制技术对系统的不确定性因素进行补偿控制,并利用Lyapunov方法分析了系统的渐近稳定性。智能控制的引入使得控制器具有很强的自学习能力和自适应能力,可有效降低不确定因素对系统产生的影响。最后,将本文提出的控制策略应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,仿真结果表明本文方法是行之有效的。     

柔性航天器的模态综合-混合坐标动力学建模

针对由中心体和柔性附件组成的柔性航天器，采用混合坐标法，通过伪坐标形式的拉格朗日方程，建立了全柔性航天器的混合坐标动力学方程。建模中采用模态综合理论的方法，由航天器结构的弹性正则模态和静变形模态组成的模态集表示结构变形，以便更有效的将结构变形的影响引入到航天器的动力学模型中。文中用由盒形中心体和两帆板组成的假想航天器系统为例，以此系统的有限元动力学模型为基准，比较了采用弹性正则模态和静变形模态的模态综合建模和单纯采用弹性正则模态的常规建模时得到的系统特征频率，表明引入了静变形模态以后，所得到的动力学模型能更好反映柔性航天器的动力学特性。     

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.     

充液挠性飞行器的变结构控制

给出了带有多个挠性附件的充液飞行器的动力学方程，针对此模型采用变结构控制方法设计了系统的控制器。控制任务包括操纵天线使之跟踪事先给定的运动规律，并保持星体在惯性空间稳定，同时有效地抑制附件的弹性振动。通过仿真算例验证了此控制律的有效性。     

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。     

柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

对基于控制叶片的太阳帆航天器,推导考虑弹性振动的太阳帆姿态动力学方程和振动方程,利用非约束模态的概念给出了太阳帆航天器动力学方程的求解方法.结合超地球同步转移轨道太阳帆航天器偏航轴对地定向问题,设计了太阳帆俯仰轴的考虑Bang-Bang控制策略的PD控制器,数值仿真结果表明,所设计的基于控制叶片的控制器可以较快、较精确...     

挠性航天器姿态机动智能变结构输出反馈控制

针对挠性航天器飞轮输出力矩受限情况下的姿态机动问题,提出了一种将变结构和神经网络控制相结合的智能鲁棒控制方法.基于挠性模态不可测的特点,首先给出了仅利用输出信息的智能变结构输出反馈控制器的设计方法来完成姿态机动的控制目标,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及系统的稳定性.智能控制的引入使得控制器具有很强的自适应、自学习的能力,降低饱和非线性对系统产生的影响.最后,将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,可有效地抑制挠性附件的振动.     

控制受限的挠性航天器大角度机动变结构控制

考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器，在建立挠性系统动力学模型的基础上，基于“喷气-飞轮”执行机构工作模式，设计了简单易行的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制．通过最优控制理论设计弹性稳态器，抑制由于刚体运动而激发的弹性振动．实现了旋转机动的同时，有效抑制了弹性振动．     

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.     

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.     

柔性航天器大角度姿态机动的变论域分形控制

针对具有开环树状拓扑结构的柔性多体航天器,基于真一伪坐标形式的拉格朗日方程,建立柔性多体航天器的动力学模型,充分考虑了柔性航天器的时变与不确定性的动力学特征,设计了改进的变论域分形模糊控制器,并对该系统进行了仿真验证．仿真结果表明,该方案回避了实时计算收缩因子所导致的论域范围实时收缩的缺点,实现了对柔性多体航天器大角度...     

充液挠性飞行器的变结构控制

给出了带有多个挠性附件的充液飞行器的动力学方程,针对此模型采用变结构控制方法设计了系统的控制器。控制任务包括操纵天线使之跟踪事先给定的运动规律,并保持星体在惯性空间稳定,同时有效地抑制附件的弹性振动。通过仿真算例验证了此控制律的有效性。     

Rigid-flexible coupling dynamic modeling and vibration control for flexible spacecraft based on its global analytical modes

In this study, we used global analytical modeswfny(GAMs) to develop a rigid-flexible dynamic modeling approach for spacecraft with large flexible appendages(SwLFA). This approach enables the convenient and precise calculation of the natural characteristics for designing an attitude control law for the spacecraft while simultaneously suppressing the active vibration of its flexible appendages. We simplify the flexible spacecraft as a rigid-flexible coupling hub-beam system with tip mass and derive the system's governing equations of motion based on Hamilton's principle. By solving the linearized form of those equations with their associated boundary conditions, we obtain the frequencies as well as the corresponding GAMs of flexible spacecraft,which we use to discretize the equations of motion. Using this approach, we performed numerical simulations to investigate the system's global modes and assess the performance of the controller based on the GAM model. The results reveal that the GAM model can be used to directly calculate the exact global modes of SwLFAs and that the controller based on the discrete GAM model can achieve a control-index for a SwLFA in a shorter time with less input energy than other methods.     

Maneuver and vibration reduction of flexible spacecraft using sliding mode/command shaping technique

The current trend of spacecraft is to use large,complex, and light-weight space structures to achieveincreased functionality at a reduced lunch cost. Thisresults in these space structures being extremely flexibleand having lowfundamental vibration modes, and thesemodes are often excited during normal on-orbit opera-tions, such as attitude maneuvers, and so on, especial-ly, when the spacecraft attitude control system employson-off thrusters that produce discontinuous and nonlin-ear control actio…