航天器姿态跟踪有限时间饱和控制

针对卫星姿态跟踪系统, 在无扰动和有扰动的情况下, 利用双曲正切函数和辅助系统设计两个有限时间饱和控制器. 双曲正切函数可以严格地保证卫星姿态跟踪系统的控制输入是有界的. 通过李雅普诺夫理论可以证明, 系统在两个控制器的作用下既是渐近稳定的又是有限时间稳定的, 系统可以快速收敛到平衡点. 数值仿真进一步表明了所提出的有限时间控制器的有效性.

     

角速度约束下的刚体飞行器鲁棒有限时间姿态镇定

针对角速度状态受限条件下的刚体飞行器姿态镇定控制问题,提出一种基于扰动观测器的时变状态增益有限时间姿态控制方法.针对基于修正型罗德里格斯参数(MRPs)描述的刚体飞行器姿态控制模型,首先,利用齐次性理论并充分考虑到系统的模型结构特点,设计一种带有角速度约束项的有限时间姿态控制器,使得系统有限时间镇定;其次,在初始状态满足受限条件的情况下,角速度在任意时刻都可以被约束在期望的范围内;然后,针对存在外部干扰的姿态环动力学系统,提出一种带扰动估计补偿的复合有限时间姿态镇定控制器;最后,通过与其他两种控制方法的仿真比较,验证了所提出控制方案的有效性和优越性.     

多航天器系统分布式有限时间姿态协同跟踪控制

基于一致性算法, 在有向通讯拓扑下, 研究存在状态约束的多航天器系统分布式有限时间姿态协同跟踪控制问题. 在仅有部分跟随航天器可以获取领航航天器状态, 并且跟随航天器之间存在不完全信息交互的情形下, 设计了分布式快速终端滑模面, 提出了不依赖于模型的分布式有限时间姿态协同跟踪控制律. 根据有限时间Lyapunov 稳定性定理, 证明了系统的状态在有限时间内收敛于领航航天器状态的小邻域内. 最后通过仿真算例验证了所提出算法的有效性.

     

导弹姿态的自抗扰有限时间控制

针对导弹模型同时具有不确定性和执行机构饱和受限的问题, 首先针对模型不确定性, 将质心运动方程的非线性影响、耦合影响、外部环境干扰视为总干扰, 并设计扩展状态观测器对其进行实时估计; 然后针对舵偏角和角速度存在饱和受限的问题, 设计辅助系统和限幅微分器; 最后结合反演和有限时间稳定系统理论, 设计有限时间控制器, 以保证整个闭环系统在受限条件下能收敛到参考信号. 数值仿真结果表明, 所设计的控制器与理论分析结果一致, 是可行而有效的.

     

考虑输入饱和的离散最优积分滑模控制

针对含有匹配有界干扰的线性离散系统, 提出一类最优积分滑模控制算法. 在系统开环极点位于单位圆内(上) 的前提下, 考虑输入饱和, 可以实现系统状态的半全局稳定. 该算法是低增益反馈和积分滑模的有益结合, 通过低增益反馈使输入饱和得到满足, 通过滑模控制增强了系统对干扰的鲁棒性; 另外, 该算法可以使特定的性能指标达到最优, 使系统稳态误差达到??(??²) 的量级. 仿真结果验证了所提出算法的有效性.

     

高超声速飞行器有限时间饱和跟踪控制

针对高超声速飞行器纵向模型存在外界干扰和模型参数不确定性情形下的有限时间跟踪问题进行了研究分析.针对外界干扰上界已知,基于快速积分滑模理论,设计了有限时间快速积分滑模控制器.当外界干扰上界未知时,结合具有低通滤波器性能的自适应算法,通过引入辅助系统设计了实际有限时间自适应快速积分滑模控制器,能够处理输入饱和问题.对所设计的两个控制器利用李雅普诺夫理论给出了严格理论证明,得到整个闭环系统分别为有限时间稳定的、实际有限时间稳定的,并能够保证系统其它状态变量在较短的时间内趋于稳态值.对不同类型参考信号进行了数字仿真,进一步验证了所设计两个控制器的有效性和鲁棒性.     

输入饱和下的非线性积分系统的全局有限时间镇定

针对一类非线性积分系统, 利用有限时间控制技术, 提出了一种输入饱和情况下的全局有限时间控制方案. 首先, 基于有限时间 Lyapunov 稳定性理论, 设计镇定系统的全局有限时间递归控制器. 然后,将该递归控制器与饱和函数结合得到饱和控制器. 数学上严格证明了在该饱和控制器的作用下, 闭环系统满足全局有限时间稳定性. 仿真结果验证了该方法的有效性.     

全状态受限飞行器的自适应有限时间姿态控制

针对全状态受限飞行器系统的姿态跟踪,构建了一种新的自适应有限时间跟踪控制器,以消除经典反步法中由于对虚拟信号求导所导致的计算复杂性问题,并保证飞行器姿态系统中所有状态均限制在设计区域内。对于飞行器系统非线性模型中的未知部分,采用神经网络进行逼近。在此基础上,设计了误差补偿机制用于补偿滤波误差,并使用障碍李雅普诺夫函数证明了尽管存在输入饱和,但是飞行器的姿态仍然可以在有限时间内以一定的精度跟踪期望信号。最后,对该控制方法进行了仿真验证。     

带两控制器刚体飞行器的姿态镇定

已知带两控制器的刚体飞行器系统不能被连续的纯状态反馈局部渐近镇定.有效的解决方法包括时变反馈镇定方法和非连续反馈镇定方法.现有的时变反馈镇定方法设计均较为复杂.已有的光滑时变反馈方法是非指数收敛的.本文通过引入辅助变量以及采用反馈线性化技术设计出光滑时变的控制器.该方法设计简单且保证闭环系统状态是指数收敛的.仿真结果证明了本文方法的有效性.     

一类扩展结构大系统的分散有限时间鲁棒关联镇定

研究一类扩展结构大系统分散有限时间鲁棒关联镇定问题. 扩展结构大系统是在原结构系统上增加新子系统而构成的, 在原系统分散控制律确定不变的情况下, 设计新加入子系统的鲁棒分散控制律, 使扩展后的系统仍能保持有限时间关联稳定. 利用LMI 方法推导此类系统基于状态反馈和输出反馈的分散有限时间关联镇定的充分条件, 并给出扩展子系统的相应控制器的设计方法. 最后通过仿真实验表明了所提出方法的可行性和有效性.

     

Finite-time attitude quantised control for rigid spacecraft

This paper investigates the quantised finite-time attitude control for rigid spacecraft in the presence of external disturbance. First, a novel quantiser is designed with the combination and improvement of the traditional hysteresis logarithmic quantiser and hysteresis uniform quantiser, so that the innovative quantiser in this paper has the advantages of both hysteresis and uniform quantisers in ensuring chattering free and acceptable quantisation errors for better transient and steady-state performances. Second, a finite-time controller is synthesised even under disturbances and quantisation errors, and the closed-loop system/state converges to the region near zero in finite time. Finally, the attitude stabilisation and attitude tracking simulation results for the rigid spacecraft are presented to illustrate the effectiveness and feasibility of the proposed control strategy.     

考虑推力器安装偏差的航天器姿态机动有限时间控制

针对航天器快速姿态机动控制问题,考虑存在参数不确定性、外部干扰、推力器安装偏差以及控制输入饱和受限的多约束条件下,提出了一类自适应终端滑模有限时间控制方法,显式地引入推力器输出的饱和幅值,确保闭环系统在有限时间内快速收敛到滑模面的邻域内;同时,通过引入参数自适应学习律,使得控制器的设计不依赖于参数不确定性、外部干扰以及推力器安装偏差信息;此外,基于Lyapunov稳定性定理对所提出的控制器进行了理论分析.并通过给定某型航天器参数进行了数值仿真,结果表明在考虑多约束情况下,系统具有较快的收敛速度,且具有很好的动态性能,从而验证了所设计方案的有效性、可行性.     

Finite-time attitude tracking control for a rigid spacecraft using time-varying terminal sliding mode techniques

This paper investigates the finite-time attitude tracking control for a rigid spacecraft in the presence of inertia uncertainties and external disturbances. Two novel time-varying terminal sliding mode control algorithms are derived for attitude tracking control system. The proposed two control algorithms not only eliminate the reaching phase of the conventional sliding mode control but also guarantee the tracking errors converge to zero in finite time. Moreover, the singularity problem can be avoided. Simulation results are provided to demonstrate the effectiveness of the proposed design methods.     

Robust attitude tracking control of spacecraft under control input magnitude and rate saturations

This paper investigates the problem of attitude tracking control of spacecraft subject to control input magnitude and rate saturations. The smooth hyperbolic tangent function is used to model the magnitude and rate saturations. As the system is non‐affine in the control input, an augmented plant is presented to facilitate the development of the control law. The backstepping technique, robust control and adaptive control approaches are applied to design the control law. The stability of the closed‐loop system is guaranteed by the Lyapunov method. Numerical simulations are presented to demonstrate the performance of the proposed controller. Copyright © 2015 John Wiley & Sons, Ltd.     

Robust precision attitude tracking of an uncertain rigid spacecraft based on regulation theory

This paper explores regulation theory for the design of robust precision attitude tracking of an uncertain rigid spacecraft with external disturbances. Focusing on the attitude system in terms of unit quaternions with an unknown inertia matrix and unmodeled input disturbances, we first introduce specific nonlinear logic such that the resultant error‐quaternion system has an input‐to‐state stability property. Then, we establish an attitude deviation system with an output feedback normal form that has a strict vector relative degree of unity. This enables us to achieve robust output regulation based on an internal model. In particular, we can construct a high‐gain stabilizer for the relevant augmented system. As a major consequence, our study achieves not only precision attitude tracking with exponential convergence but also the input‐to‐state stability disturbance attenuation for the closed‐loop system. Finally, we show extensive simulation and experimental results to illustrate the approach.     

追踪器本体坐标系下航天器姿轨一体化控制律设计

在追踪航天器本体坐标系下, 联合相对轨道动力学模型和四元素姿态动力学模型, 引入推进器配置矩阵, 建立六自由度姿态和轨道一体化模型. 该模型避免了控制输入向追踪器本体坐标系下的转换. 在此基础上, 采用输入-状态(ISS) 稳定性原理, 在干扰输入信息完全未知的情况下, 设计了非线性鲁棒一体化控制律. 该控制律实现了对椭圆轨道上目标航天器的扰动抑制和跟踪, 具有较好的鲁棒性和跟踪性. 最后, 针对运行在椭圆轨道上的目标给出仿真结果, 表明了所提出的一体化控制律的可行性和有效性.

     

欠驱动航天器相对运动的姿轨耦合控制

针对欠驱动的非对称航天器设计六自由度相对运动的姿轨耦合控制器.首先,给出用对偶四元数描述的六自由度相对运动模型;然后,基于矩阵广义逆和空控制向量提出广义的滑模控制器,以实现相对姿态欠驱动控制的渐近稳定;最后,考虑姿轨耦合特性,利用高斯伪谱法和非线性规划得到相对轨道运动能量最省的轨迹,进而利用滑模变结构控制实现对该轨迹的跟踪.仿真结果表明,所提出的方法是有效和可行的,而且较其他方法消耗的能量更少.