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…     

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...     

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...     

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.     

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.     

基于PZT和脉冲调制控制的挠性卫星振动抑制

针对推力器作为执行机构的挠性卫星大角度姿态机动时帆板的振动抑制问题,提出了伪速率（PSR）调制式喷气控制与基于压电陶瓷（PZT）材料的主动振动控制技术相结合的复合控制方法．该方法的前者是采用传统的PD控制,利用四元数和角速度作为反馈信号,并基于Lyapunov方法证明了姿态的渐近稳定和模态振动的衰减性;另外,为了减少推力器的非线性开关控制激起的挠性结构振动,采用PSR的准线性调制技术使推力器产生所需要的控制力矩的脉冲序列,从而实现大角度姿态机动控制;后者是通过设计正位置反馈（PPF）补偿器以增加结构的阻尼,进一步抑制挠性结构残余振动．数值仿真结果表明,该方法不仅能够使航天器完成对姿态的机动,而且能够抑制帆板的弹性振动．     

Combined centralized and decentralized controlfor high precision spacecraft

The improved structural filter combined with Positive Position Feedback(PPF) controller is investigated for high-precision attitude control of flexible spacecraft which consists of rigid central body a...     

基于分力合成方法的航天器闭环反馈控制

为了增强分力合成主动振动抑制方法抵抗外界干扰的能力,将分力合成方法与闭环反馈控制相结合同时进行设计.用非约束模态级数方法建立解耦的姿态动力学方程和挠性附件振动方程,通过选取合适的反馈量,在设计闭环反馈参数时将挠性附件的振动和分力合成方法同时加入到约束条件中,得到最佳性能解.通过对单挠性杆模型的仿真,在满足系统各项性能指标的条件下,调整时间较分步设计方法明显减少,证明本文方法的有效性.     

Vibration control of flexible spacecraft actuated by piezoceramics via variable structure strategy

This paper presented a hybrid control scheme to vibration reduction of flexible spacecraft during rotational maneuver by using variable structure output feedback control (VSOFC) and piezoelectric materials. The control configuration included the attitude controller based on VSOFC method and vibration attenuator designed by constant-gain negative velocity feedback control. The attitude controller consisted of a linear feedback term and a discontinuous feedback term. With the presence of this attitude controller, an additional flexible control system acting on the flexible parts can be designed for vibration control. Compared with conventional proportional-derivative (PD) control, the developed control scheme guarantees not only the stability of the closed-loop system, but also yields better performance and robustness in the presence of parametric uncertainties and external disturbance. Simulation results are presented for the spacecraft model to show the effectiveness of the proposed control techniques.     

采用帆板-滑块执行结构的太阳帆姿态控制

为实现太阳帆三轴姿态控制,采用一种新型的帆板-滑块执行机构进行姿态控制.基于滑模控制理论提出一种强鲁棒的姿态控制器,以抑制执行机构工作过程中航天器转动惯量变化对姿态控制的影响.此外,引入自适应律,提出一种自适应抗扰控制律,以抑制光压力矩和引力梯度力矩对姿态的干扰作用.最后,基于执行机构的动力学特性设计了操纵律,解算出帆板转动角度和滑块滑动位移,提供给控制器所需控制力矩.仿真结果表明:采用所提控制律和执行机构操纵律可使太阳帆姿态较快地机动至期望位置,并较好地抑制了转动惯量变化、光压力矩干扰和引力梯度力矩干扰带来的影响,同时使控制力矩、帆板角度和滑块位移均保持在适当的幅值范围内.所提控制策略有效地实现了太阳帆三轴姿态控制.     

固定推力和总冲约束的高空飞行器姿态控制

针对执行器为固定推力的喷气反作用装置的高空飞行器姿态控制问题,以推力总冲最小为约束,以Lyapunov稳定性和滑动模态可达性为要求,选择线性和指数函数复合的切换函数,设计了一个实例系统的控制器。系统姿态和姿态机动过程的仿真结果表明,该设计能消除系统参数变化以及干扰力矩的影响,并能准确调整姿态。     

Adaptive Fuzzy Attitude Control of Flexible Satellite

The adaptive fuzzy control is applied in the attitude stabilization of flexible satellite. The detailed design procedure of the adaptive fuzzy control system is presented. Two T-S models are used as both controller and identifier, The parameters of the controller could be modified according to the information of the identifier. Simulation results show that the method can effectively cope with the uncertainty of flexible satellite by on-line learning and thus posses the good robustness. With the proposed method, the precise attitude control is accomplished.     

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.     

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．     

Flexible Satellite Attitude Control via Adaptive Fuzzy Linearization

The adaptive fuzzy control is combined with input-output linearization control to constitute the hybrid controller. The control method is then applied to the attitude maneuver control of the flexible satellite.The basic control structure is given. The rules of the controller parameter selection, which guarantee the attitude stabilization of the satellite with parameter uncertainties, have been analyzed. Simulation results show that the precise attitude control is accomplished in spite of the uncertainty in the system.     

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.     

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。     

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。     

分力合成和智能材料相结合的振动控制方法

针对采用喷气控制的挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种将分力合成(CSVS)和基于分布式压电陶瓷元件(PZT)振动控制相结合的主动振动抑制方法.研究了将分力合成方法应用于闭环系统的控制.为了将CSVS方法应用于具有常幅值执行机构的系统,提出将PWPF调制与CSVS相结合的方法.为了进一步抑制挠性附件的残余振动,采用分布压电陶瓷元件(PZT)作为作动器,设计正位置反馈(PPF)补偿器,增加挠性结构振动模态的阻尼,使得挠性结构的振动在较短的时间内能够迅速衰减.最后,将该方法应用于挠性航天器的单轴rest-to-rest姿态机动控制,结果验证了该方法的可行性和有效性.