基于欧拉四元数的欠驱动航天器姿态稳定性滑模控制

针对欠驱动航天器姿态稳定的非线性控制设计问题,给出了欠驱动航天器的姿态动力学方程和基于四元数描述的姿态运动学方程。根据航天器欠驱动轴的角速度分量是否为零分别设计相应的姿态稳定控制律。欠驱动轴角速度分量不为零时引进角速度误差和滑模函数,提出基于滑模函数的反馈控制律,使欠驱动航天器姿态达到稳定状态。数值仿真实验结果表明了所设计控制律的有效性。     

欠驱动航天器姿态稳定的非线性控制

针对欠驱动航天器姿态稳定的非线性控制设计问题,给出了欠驱动航天器姿态运动的运动学方程和动力学方程,并将姿态四元数和角速度整合,引进分段连续变量和相应的时变函数,提出周期性连续时变反馈控制律,使欠驱动航天器姿态达到稳定状态.数值仿真实验结果表明了所设计控制律的有效性.     

欠驱动航天器姿态稳定性的齐次控制方法

应用齐次控制方法研究欠驱动航天器姿态稳定性问题。采用(w,z)参数描述航天器姿态的运动,在无扰力矩的假设下,给出欠驱动航天器的姿态动力学方程。通过分析系统模型的特点,确定系统的向量场f为齐次的,利用齐次系统理论和齐次反馈设计欠驱动航天器姿态角速度ωx和ωy的控制律,使系统姿态参数和角速度w1、w2、ωz趋于渐近稳定。数值仿真实验验证了控制律的有效性。     

欠驱动航天器姿态调节滑模控制

针对欠驱动航天器的姿态调节问题,设计了基于滑模变结构控制方法的控制器．给出基于四元数的三轴稳定欠驱动航天器动力学模型和运动学模型,在此基础上首先利用广义逆和二阶滑模趋近律设计了航天器欠驱动轴的姿态调节控制律,给出了欠驱动轴控制器所具有的一般形式,分析了控制器的可实现性,并引入微小摄动量以保证控制器解的存在,在保证欠驱动轴稳定的情况下,又设计了一阶滑模趋近律控制器实现可控轴的调节,最后证明了该控制方法在干扰作用下是有界稳定的,并进行了数值仿真,验证了所推导控制律对欠驱动航天器姿态调节控制的有效性．     

航天器姿轨耦合自适应同步控制

航天器动力学模型的精确建立,对于成功完成空间任务来说必不可少,而单独考虑轨道或姿态的模型无法满足任务高精度要求,因此从相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数(MRP)表示的姿态运动学方程出发,建立了航天器六自由度的相对耦合动力学方程。为了给出姿轨运动的基准,分别设计了航天器理想姿态和椭圆加指数接近轨道。针对航天器参数不确定问题设计了自适应同步控制律,并通过Lyapunov直接法证明闭环系统的全局渐近稳定性。从仿真结果可以看出,自适应同步控制算法能使轨道和姿态误差逐步趋于零。     

多航天器相对姿态协调控制律设计

研究了用四元数来描述航天器姿态时多航天器的姿态协调控制问题。首先简要介绍了编队的概念及构型方式,接着根据航天器动力学方程利用李雅普诺夫直接法推导出用四元数表示的航天器姿态控制律,最后给出了仿真结果,仿真结果表明,所推导的控制律能有效的对姿态进行控制。     

带弹性附件的航天器的动力学与变结构控制

为了研究一类挠性航天器的动力学特性、姿态的稳定控制以及弹性附件振动的有效抑制问题，首先用拟坐标下的拉格朗日方法建立了中心刚体上铰接有给定数目弹性附件的航天器的准确动力学方程，然后在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上用变结构控制方法设计了系统的反馈控制律，使星体姿态和弹性附件的振动同时得到了有效控制。研究结果表明，这样一类系统的动力学方程为系数时变的非线性微分方程，弹性附件的低阶模态对主体的姿态运动起主要影响作用。基于非线性和低阶模态模型基础上的变结构控制律对这样一类系统具有良好的性能。     

在轨服务航天器对失控目标的姿态同步控制

研究在轨服务航天器逼近与捕获失控目标过程中姿态同步的控制问题,设计了一种基于姿态四元数的姿态跟踪控制算法.通过建立服务航天器相对失控目标的姿态运动学与动力学,将服务航天器跟踪失控目标航天器姿态的控制问题转化为相对姿态的控制问题.考虑未知干扰和控制力矩受限的因素,并以相对姿态四元数的二阶形式描述相对姿态动力学,利用反馈线性化原理和自适应算法的思想,设计姿态同步的非线性反馈控制律.数学仿真的结果表明,设计的控制算法是有效的,具有较好的跟踪性能.     

柔性航天器单轴姿态机动的鲁棒稳定性分析

为了研究带有两帆板柔性航天器滚转姿态机动的稳定性问题,建立了该飞行器滚转运动的姿态动力学模型,并在建模时考虑了帆板的弯曲振动.利用基于二次型性能指标的最优控制理论,采用状态反馈的方法,设计了一种LQ控制律.采用灵敏度方法给出了系统的鲁棒界,即系统的确保幅值裕量和确保相位裕量.基于灵敏度方法对系统鲁棒性的分析结果和实际闭环系统的仿真结果分别验证了设计的控制律不仅可以使柔性航天器完成大角度的滚转姿态机动,而且能在相当大的参数摄动下保持系统的鲁棒稳定性.     

组合体航天器的姿态无模型自适应控制

为解决转动惯量参数未知组合体航天器的姿态精确控制问题,基于无模型自适应控制方法设计了一种不依赖于航天器精确动力学模型的组合体航天器姿态无模型自适应控制算法.首先,基于单输入单输出离散时间系统的数据驱动控制方法推导得出无模型自适应控制方程;然后,将无模型自适应控制方法拓展到组合体航天器姿态控制中,设计应用于组合体航天器姿态控制的无模型控制器;此外,为了缩短控制收敛时间,结合组合体航天器动力学特性,对姿态无模型控制器的控制过程进行优化设计;最后,以在轨服务航天器目标抓捕后的操作为研究背景进行组合体航天器的无模型自适应控制算法和无模型控制过程优化算法的数学仿真,验证了算法的有效性和可行性.数学仿真结果表明:所设计的组合体航天器无模型自适应算法有效,能够实现惯性参数未知的组合体航天器的姿态精确控制;且通过无模型控制过程优化设计,可以实现组合体航天器姿态控制过程的快速收敛;同时,该算法具有较高的控制精度.     

基于粒子群算法的航天器姿态运动规划

当将万向节的相对转动角速度作为航天器系统姿态运动规划的控制输入变量时,由于航天器系统的控制输入的数目少于系统的自由度数目,系统的姿态运动成为典型的欠驱动非完整系统的运动规划问题,其运动控制问题变得非常复杂。提出了一种应用粒子群算法优化系统姿态运动规划的数值算法。数值仿真结果表明了该方法的有效性。     

考虑性能约束的航天器近距离悬停控制

本文主要研究了考虑预设性能的航天器交会对接中的近距离悬停控制问题.针对追踪航天器近距离悬停控制问题,首先基于追踪航天器的姿轨耦合模型设计了线性滑模控制器实现了近距离悬停任务.在此基础上,为对系统收敛过程中系统状态的暂态性能进行约束,设计了基于预设性能的滑模控制器.同时,为减少系统状态的收敛时间,针对预设性能中的性能函数,采用了一种有限时间收敛的性能函数代替传统的性能函数,并改进了滑模控制器的结构.最后通过仿真进行验证,并对比三种控制策略,结果表明所设计的航天器交会对接预设性能滑模控制律具有理想的控制性能.     

基于微分平滑的欠驱动航天器运动轨迹设计

针对有两个控制力矩的欠驱动刚性航天器的可行轨迹生成问题,通过分析系统的运动模型证明了欠驱动航天器是微分平滑的,找到了合适的平滑输出,采用微分平滑理论设计了欠驱动航天器从初始平衡状态到最终平衡状态的参考轨迹,并实现航天器对参考轨迹的跟踪。     

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...     

刚体航天器有限时间输出反馈姿态跟踪控制

为提高航天器系统飞行可靠性,研究角速度信息不可测量的刚体航天器有限时间姿态跟踪控制,将姿态导数信息作为未知状态,设计基于改进自适应超螺旋滑模的状态观测器,避免未知状态导数上界需要已知的约束,将姿态运动方程进行扩维,在有限时间内实现对未知角速度估计.同时考虑环境干扰和模型不确定,设计新的有限时间干扰观测器,结合连续自适应方法实现对系统综合不确定上界的估计.在此基础上,基于终端滑模技术,设计有限时间连续姿态跟踪控制器,较好地减小了控制输入抖振,并采用Lyapunov理论证明了观测器和控制器的有限时间稳定性.最后仿真结果说明了所提方法的有效性.     

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.