欠激励航天器姿态翻滚抑制的滑动控制

本文讨论了以非完整配置的单向推力器系统为执行机构时，刚性航天器姿态翻滚的镇定问题，一般来说，非完整的单向推力器系统在产生两维控制力矩时，常会在控制产生非零量。本文研究了一类特殊的有扰量情况－共面扰量降维完整配置时则性航天器姿态翻滚的镇定问题，通过状态变换将共面扰量控制问题转化为另一系统的零扰量控制问题，基于滑动控制律实现了姿态角速度的渐进镇定，仿真结果证实了所述方法的有效性。     

新型多旋翼作业型空中机器人自抗扰控制

针对输电线路树障清理作业任务对空中机器人平台稳定性、平动性和抗扰性的高要求,为克服传统平面配置多旋翼无人机姿态配合式位置移动的缺点,本文在全驱动多旋翼飞行器设计思想的启发下,提出并设计了一种无需姿态配合即可实现前后平移运动的非平面作业型多旋翼空中机器人.首先分别建立其姿态的运动学和动力学模型,然后采用自抗扰控制技术设计了该机器人的位置和姿态跟踪控制律.多组仿真和样机实验结果表明,本文所设计的非平面配置旋翼空中机器人在作业过程中的接触力扰动下具有良好稳定性、平动性和抗扰性.     

深空探测航天器姿态的自抗扰控制

本文针对一种带有挠性附件和液体晃动的深空探测航天器姿态控制问题,提出了自抗扰控制律.该控制律可以自主、有效地抑制挠性附件弹性振动和液体晃动对姿态角运动的耦合作用以及处理大范围的扰动和系统不确定性.基于四元数生成角速度跟踪指令,把控制问题由姿态角控制转化为角速度控制.通过设计扩张状态观测器实时估计并补偿角速度通道总扰动并结合角速度偏差反馈,使得角速度快速跟踪指令,进而实现控制目标.仿真结果验证了控制律的有效性和鲁棒性.     

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...     

高超声速飞行器再入姿态改进自抗扰控制

针对高超声速飞行器在无动力再入过程中具有复杂非线性、控制通道间强耦合及气动参数不确定性,增加了控制器设计的困难.通过构造连续光滑扩张状态观测器及自抗扰解耦控制技术,设计了高超声速飞行器自抗扰姿态控制器.采用构造qin函数实现了连续光滑扩展状态观测器的设计,可避免自抗扰控制器应用过程中的高频颤振现象.通过自抗扰解耦控制技术设计了姿态角及姿态角速度联合控制器,无需基于奇异摄动理论分为内外环控制,解决了设计飞行器内外环控制器时需忽略内环对外环的耦合影响问题,并且解决了难于获取精确的飞行器被控模型及精确的气动参数、摄动界限等问题.仿真结果表明了改进方法的有效性.     

基于自抗扰控制技术的捷联罗经对准算法

在大失准角条件下,研究了自抗扰捷联罗经对准算法．基于欧拉平台误差角概念建立了适用于自抗扰控制的二阶水平通道状态空间模型．以水平速度误差作为量测实现水平姿态对准,从稳定的水平通道指令角速度中提取方位失准角信息,完成方位自对准．仿真结果表明,该对准算法可较快地实现大失准角的自对准且对准精度与经典罗经对准法相当．     

基于自抗扰解耦模型的四旋翼姿态控制器设计

为了克服传统控制器控制四旋翼姿态效果差的问题,提出了基于自抗扰解耦模型的四旋翼姿态控制器设计。硬件结构通过通过 PCIE-PCI 转接卡和运动控制板卡连接计算机,借助运动控制板卡计算四旋翼电机控制量;选用MACH4运动控制板卡有效控制四旋翼姿态加速度;选择JQX-13F型号继电器,在电气输出电路中形成控制量阶跃性改变,借助小电流去操控大电流,有效控制四旋翼姿态角速度;使用MS-S3型号带数显伺服驱动器,可根据负载不同自动调节驱动器输出电流大小。以Cortex- M4内核结构为基础设计微控制器,有效控制四旋翼姿态角。分析四旋翼姿态控制器受力情况,构建自抗扰解耦模型,在滚转角、俯仰角和偏航角支持下,计算螺旋桨中心至机体坐标原点的距离、惯性力矩,借助Visual C++6.0设计控制流程。实验结果表明,以X轴为例,采用所设计控制器得到四旋翼加速度平均值为0.8m/s2、角速度平均值为6.08m/s、姿态角平均值为10.5°,与实际情况相符合,表明该控制器能够实现飞行姿态的稳定控制。     

航天器姿态自抗扰控制

为抑制航天器自身结构参数变化和内外扰动对姿态控制精度和姿态稳定度的影响, 设计了航天器姿态自抗扰控制器. 自抗扰控制器(ADRC)由跟踪微分器(TD)、扩张状态观测器(ESO)和姿态反馈控制器(AFC)3部分组成.跟踪微分器负责安排姿态指令过渡过程, 并提取其微分信号. 扩张状态观测器(ESO)充分利用姿态敏感器与速率陀螺的量测信息, 可对航天器姿态及内部和外部干扰进行观测. 姿态反馈控制器则在补偿ESO估计的干扰的同时,实现航天器的姿态控制. 与已有研究相比, 扩张状态观测器采用复合量测信息对状态估计进行校正, 性能较好. 而自抗扰控制器只采用一个环路即可实现姿态控制及干扰补偿, 结构简单. 对某航天器姿态控制系统的仿真结果表明,以上自抗扰控制器是可行的.     

欠驱动航天器双飞轮—单喷气姿态最优控制原理及方法

欠驱动航天器的姿态控制能够增强航天器的可靠性.本文针对欠驱动航天器姿态控制, 从喷气姿态阻尼的角动量等效原理出发, 推导脉宽调制公式, 得到燃料消耗最小时给定姿态、非给定姿态两种情况下的喷气最优组合方案.同时, 为了实现喷气全局最优, 提出欠驱动飞轮姿态控制策略, 实现了运动航天器机动至预期姿态.进一步分析欠驱动飞轮航天器的姿态控制原理及稳定性, 提出了共面双飞轮-单喷气的配置方案, 通过双飞轮组合稳定航天器的角速度, 使得航天器到达预期姿态机动时燃料全局最省.结合绕两个旋转轴的姿态机动路径规划方法, 通过姿态机动时序关系的实时分配可实现航天器姿态机动与稳定控制.最后, 通过航天器姿态控制仿真和对比分析, 发现共面双飞轮-单喷气的欠驱动姿态阻尼及姿轨控制方案能够在较少硬件配置下实现对航天器的姿态控制, 且消耗燃料最少.     

基于模糊PD控制的柔性航天器振动抑制研究

研究柔性结构振动与航天器姿态运动的刚柔耦合的控制问题,采用非约束模态法对柔性航天器构建适合控制器设计的状态空间模型.针对柔性航天器姿态机动控制问题,根据期望姿态角度与实际姿态角度给出的姿态信息得出姿态误差信号,以此信号设计了一种PD控制律.考虑到柔性航天器初始阶段姿态角速度过大的情况,在原有的PD控制基础上,加入了模糊...     

Spin-axis stabilisation of underactuated rigid spacecraft under sinusoidal disturbance

Spin-axis stabilisation of spacecraft is a problem of partial stabilisation for non-linear dynamical systems. In this article the analysis of spin-axis stabilisation of underactuated rigid spacecraft in the presence of sinusoidal disturbances is presented. By using the Euler–Poisson form to describe the equations of motion and assuming the disturbances in three axes are decoupled with known frequencies, the paper first studies the problem of the underactuated rigid axisymmetric spacecraft by applying the internal modal principle to eliminate the sinusoidal disturbance. Then the paper turns to the more complicated asymmetric spacecraft, where the boundedness of the angular velocity for the underactuated axis is analysed in detail. The paper also proves the global asymptotic stability of the closed-loop systems for both axisymmetric spacecraft and asymmetric spacecraft by combining the Lyapunov direct method with the LaSalle's theorem. The simulation results show that the proposed control law is effective in the presence of sinusoidal disturbance.     

Special control mode in the problem of optimal turn of an arbitrary rigid body (spacecraft)

The problem of optimal turn of spacecraft as a rigid body of arbitrary dynamic configuration under arbitrary boundary conditions with respect to angular position and angular velocity of spacecraft in the quaternion formulation is considered. The optimality criterion is a functional that combines time and the integral value of the control vector magnitude spent for the spacecraft turn. A special control mode of the spacecraft is studied. Examples of calculations are given.     

欠驱动刚体航天器姿态运动规划的遗传算法

研究欠驱动刚体航天器姿态的非完整运动规划问题．航天器利用3个动量飞轮可以控制其姿态和任意定位,当其中一轮失效,航天器姿态通常表现为不可控．在系统角动量为零的情况下,系统的姿态控制问题可转化为无漂移系统的运动规划问题．基于优化控制理论,提出了求解欠驱动刚体航天器的姿态运动控制遗传算法,并且数值仿真表明：该方法对欠驱动航天器姿态运动的控制是有效的．     

欠驱动刚体航天器姿态机动滑模控制研究

针对欠驱动刚体航天器的姿态机动控制问题,提出一种滑模变结构姿态控制器的设计方法.首先给出3轴稳定的欠驱动航天器姿态动力学和运动学模型,分析其模型特点;然后,设计了欠驱动刚体航天器的渐近稳定滑模控制律,并证明了其李雅普诺夫意义下的全局渐近稳定性.最后的仿真结果表明,该方法能够有效实现欠驱动航天器的姿态控制,且系统具有全局稳定性和鲁棒性.     

Integrated Guidance and Feedback Control of Underactuated Robotics System in SE(3)

An integrated guidance and feedback control scheme for steering an underactuated vehicle through desired waypoints in three-dimensional space, is developed here. The underactuated vehicle is modeled as a rigid body with four control inputs. These control inputs actuate the three degrees of freedom of rotational motion and one degree of freedom of translational motion in a vehicle body-fixed coordinate frame. This actuation model is appropriate for a wide range of underactuated vehicles including spacecraft with internal attitude actuators, vertical take-off and landing (VTOL) aircraft, fixed-wing multirotor unmanned aerial vehicles (UAVs), maneuverable robotic vehicles, etc. The guidance problem is developed on the special Euclidean group of rigid body motions, SE(3), in the framework ofgeometric mechanics, which represents the vehicle dynamics globally on this configuration manifold. The integrated guidance and control algorithm selects the desired trajectory for the translational motion that passes through the given waypoints, and the desired trajectory for the attitude based on the desired thrust direction to achieve the translational motion trajectory. A feedback control law is then obtained to steer the underactuated vehicle towards the desired trajectories in translation and rotation. This integrated guidance and control scheme takes into account known bounds on control inputs and generates a trajectory that is continuous and at least twice differentiable, which can be implemented with continuous and bounded control inputs. The integrated guidance and feedback control scheme is applied to an underactuated quadcopter UAV to autonomously generate a trajectory through a series of given waypoints in SE(3) and track the desired trajectory in finite time. The overall stability analysis of the feedback system is addressed. Discrete time models for the dynamics and control schemes of the UAV are obtained in the form of Lie group variational integrators using the discrete Lagrange-d’Alembert principle. Almost global asymptotic stability of the feedback system over its state space is shown analytically and verified through numerical simulations.     

基于广义逆的欠驱动航天器姿态机动控制

针对欠驱动刚体航天器机动控制问题,应用广义逆方法设计了姿态机动控制器. 首先将三轴稳定欠驱动航天器动力学和运动学系统分解为三个子系统, 应用微分几何理论将欠驱动航天器子系统转化为逐点线性形式, 并设计了欠驱动航天器子系统渐近稳定控制器,进一步引入了动态尺度广义逆和摄动零控制向量, 实现了对另外两轴的控制.设计的广义逆姿态控制器保证了整个系统的渐近稳定性, 达到了控制要求. 数值仿真实验结果表明了所设计控制律的有效性.     

CG伪谱法在欠驱动航天器姿态机动最优控制中的应用

使用Chebyshev-Gauss(CG)伪谱法研究带动量轮和推力器的欠驱动航天器姿态最优控制问题.基于欧拉姿态角和动量矩定理导出两类航天器姿态运动模型,采用Clenshaw-Curtis积分近似得到性能指标函数中的积分项,应用重心拉格朗日插值逼近状态变量和控制变量,将连续最优控制问题离散为具有代数约束的非线性规划(NLP)问题,通过序列二次规划(SQP)算法求解.数值仿真结果表明,对两类欠驱动航天器的姿态机动最优控制均能达到设计控制要求,得到的姿态最优曲线与验证得到的曲线几乎完全重叠.     

带有两个动量飞轮刚体航天器的姿态非完整运动规划问题

航天器利用三个动量飞轮可以控制其姿态和任意定位.当其中一个动量飞轮失效,在某些特定的情况下,如何控制航天器的姿态问题还没有有效的方法.利用最优控制方法研究了带有两个动量飞轮的刚体航天器姿态优化控制问题.为此考虑系统角动量为零的情况下,将航天器姿态运动方程化为非完整形式约束方程,系统的控制问题可转化为无漂移系统的非完整运动规划问题.通过Ritz近似理论得到求解带有两个动量飞轮航天器姿态的运动规划控制算法.通过数值仿真,表明该方法对航天器姿态运动规划控制是有效的.     

Decentralised finite-time attitude synchronisation and tracking control for rigid spacecraft

The problem of finite-time attitude synchronisation and tracking for a group of rigid spacecraft nonlinear dynamics is investigated in this paper. First of all, in the presence of environmental disturbance, a novel decentralised control law is proposed to ensure that the spacecraft attitude error dynamics can converge to the sliding surface in finite time; then the final practical finite-time stability of the attitude error dynamics can be guaranteed in small regions. Furthermore, a modified finite-time control law is proposed to address the control chattering. The control law can guarantee a group of spacecraft to attain desired time-varying attitude and angular velocity while maintaining attitude synchronisation with other spacecraft in the formation. Simulation examples are provided to illustrate the feasibility of the control algorithm presented in this paper.