卫星姿态调节的自适应滑模控制器设计

针对刚体卫星的姿态调节问题,提出了一种自适应滑模控制器设计方法.在卫星转动惯量参数存在不确定性时,设计了基于李亚普诺夫方法的自适应滑模控制律,实现了对惯量参数的实时辨识.同时为克服滑模控制中控制量存在的固有的抖振问题,又提出了采用双曲正切函数代替符号函数的控制方案.最后对卫星姿态控制系统进行了仿真研究.结果表明,所设计的控制方案在实现姿态调节控制的同时,完成了对卫星转动惯量的辨识,并有效地抑制了外部扰动.     

考虑控制输入饱和的卫星姿态调节控制

研究了刚体卫星在控制输入饱和、外干扰和参数不确定性存在时的姿态调节控制问题.设计了可动态调节参数的控制器,能够保证姿态和角速度都是渐近趋于零的.通过李亚普诺夫方法证明了闭环系统零平衡点的全局渐近稳定性.所提出的控制方案不依赖于卫星的转动惯量,因此对参数不确定性具有鲁棒性.仿真结果表明,在控制输入饱和情况下,所设计的控制方案在实现姿态控制的同时,对外部扰动也能够有效地抑制.     

卫星姿态跟踪的模糊滑模控制器设计

针对刚体卫星的姿态跟踪问题,提出了一种模糊滑模变结构控制器设计方法。首先根据由误差四元数和误差角速度描述的跟踪误差动力学和运动学方程,设计了基于李亚普诺夫方法的滑模变结构控制律。为克服滑模控制中存在的固有的抖振问题,采用模糊控制方法设计了切换控制项。最后对卫星姿态跟踪控制系统进行了仿真研究。结果表明,在参数不确定性及外干扰存在时,所设计的控制方案在实现姿态跟踪控制的同时,对于卫星转动惯量的摄动及外部扰动力矩是鲁棒的。     

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．     

改进型UKF滤波算法的卫星姿态估计

针对矢量观测的三轴稳定卫星的姿态估计问题,提出了一种改进的UKF（unscented Kalman filter）滤波算法．它通过引入简化球形分布Sigma点UT变换（SSUT）,使得Sigma点的数量减少,从而在与UKF算法估计精度相当的情况下,计算量大大减少．同时,该算法依据姿态四元数与修正罗德里格参数之间的变换关系以及Sigma点的本质属性,保证了在姿态估计过程中四元数满足归一化约束,并且给出了过程噪声方差阵的选取方法．与扩展卡尔曼滤波（EKF）相比,无需计算Jacobian矩阵且具有更高的估计精度,并且对初始姿态误差更具有较好的鲁棒性．数值仿真表明该方法能很好地改善滤波效果,提高了估计精度,同时减小了计算量。     

输入受限的航天器姿态调节小波滑模反步控制

对刚体卫星在轨机动时存在未知惯量特性、外部干扰及控制输入受限的控制问题,提出了一种将滑模反步姿态控制与小波相结合的鲁棒控制方法,这种方法在继承传统滑模反步控制的优点的同时,利用小波函数的逼近能力来补偿执行机构饱和非线性;对设计者而言,饱和非线性的结构特性无需了解,并基于Lya-punov方法从理论上证明了滑动模态的存在性及系统的全局稳定性.最后,将该方法应用于航天器的姿态调节控制,仿真结果表明此控制器能有效地处理航天器姿态调节过程中控制输入饱和受限的约束,在完成姿态调节控制的同时,具有良好的过渡过程品质.     

多刚体滑模姿态协调控制

本文研究了多刚体分布式姿态协调控制问题．基于图论和滑模控制理论,针对修正罗德里格参数描述的姿态跟踪控制系统,设计了滑模姿态协调控制律．首先引入图拉普拉斯矩阵,采用Lyapunov稳定性分析方法设计了滑模面．然后在干扰存在时设计了滑模姿态控制算法,并在转动惯量不确定存在时研究了控制算法的鲁棒性．最后对给出的算法进行了数值仿真,其结果验证了所提出的多刚体滑模姿态协调控制算法的可行的、有效的．     

遗传算法在PID控制参数调节中的应用

PID算法是过程控制中应用最广泛的控制方法,将遗传算法应用于PID控制参数的调节中,实现了PID控制参数的自整定.     

一种Buck型变换器的滑模变结构PID控制器设计

针对Buck变换器电路的内部关系,应用滑模变结构理论与常规PID控制的复合控制策略,设计了一种滑模变结构PID控制器。避免了传统PID控制积分引起的超调和滑模控制存在的固有抖振问题,易于工程实现且鲁棒性强。仿真结果表明：与传统的控制技术相比,滑模PID控制器能保证在趋近运动阶段有较短的上升时间（约50ms）,在滑动模态阶段有较小的超调量,提高了系统的暂态稳定性。     

基于自适应参数估计的反推终端滑模再入飞行控制

针对空天飞行器再入飞行时动态的强非线性和不确定性问题,提出了一种基于反推法的自适应终端滑模控制方法．首先建立了ASV的具有时变参数的严反馈形式被控模型,进一步采用自适应策略在线估计被控系统的不确定参数,将一阶低通滤波器引入到虚拟控制律设计中,降低反推计算的复杂性．在反推设计的最后一步引入终端滑模控制,以提高控制系统对于匹配不确定性的鲁棒性和系统跟踪误差的收敛速度,同时引入矩阵的广义逆,避免控制增益参数估计过程中可能出现的奇异现象．最后借助Lyapunov稳定性理论,证明了闭环系统误差及状态信号一致最终有界．以某型ASV再入姿态跟踪控制为目标,进行了6自由度飞行仿真验证. 结果表明:所提出的自适应反推终端滑模控制方法跟踪速度快、鲁棒性强,且对不确定参数具有较强的自适应能力．     

通信受限下基于终端滑模和指对数滑模方法的编队航天器姿态协同控制

针对星间通信时延和信号量化情形下编队航天器,研究对应的姿态协同控制器设计问题.首先,为节省编队航天器星间通信的带宽资源,提出基于信号量化的星间数据通信策略,并设计了一种终端滑模姿态协同控制器以保证航天器编队姿态同步系统的渐近稳定;其次,考虑到航天器间可能存在通信时延,考虑基于信号量化的通信策略,提出一种基于指对数滑模面...     

输入有界的挠性航天器姿态跟踪滑模控制

针对三轴稳定挠性航天器输入受限的姿态跟踪问题,设计了一类滑模自适应姿态跟踪控制器,它能确保闭环系统在一定条件下具有全局渐近稳定性,且满足控制输入有界的要求;同时,该控制方案是一种模型独立的控制方法,不依赖于航天器结构参数及模态阶数,而且通过引入参数自适应控制律,使得控制器的设计也不依赖于参数不确定性和外部干扰力矩的界函数,具有较强的鲁棒性和工程实用性.最后根据给定的挠性航天器参数进行了数值仿真研究,结果表明在转动惯量存在较大不确定性和外部干扰的情况下,系统具有很好动态性能和有效地抑制控制输入饱和问题,表明所设计的控制方案有效可行,并具有一定潜在的工程应用前景.     

基于自适应滑模方法的航天器位置与姿态控制

为了解决存在参数不确定和外干扰的航天器位置与姿态控制问题,提出一种自适应滑模控制方法.该方法用于控制航天器的位置和姿态,确保航天器执行位置与大角度机动,完成捕获和移除大空间目标的任务.提出的控制算法无需不确定的界,比传统的滑模方法容易实现.Lapunov分析表明,设计的控制器保证了位置与姿态的渐近跟踪.最后,将该方法用于航天器的位置与姿态控制,仿真结果验证了方法的有效性.     

航天器姿态跟踪的非线性离散滑模仿真模型设计

为提高三轴稳定刚体航天器对时变参数摄动及外界环境干扰的鲁棒性能,提出一种基于非线性离散滑模控制的姿态跟踪控制系统设计方法.建立了航天器姿控模型,针对该模型中存在的时变特性与干扰力矩,将原系统进行反馈线性化解耦和模型离散化,由离散指数趋近律推导了离散滑模姿态控制律.依据某航天器的模型数据进行的仿真结果表明,所设计的离散滑模姿控系统在确保航天器姿态稳定的同时,实现了各通道的解耦控制,可有效减小干扰引起的姿态角跟踪偏差,对系统外干扰和内部参数摄动都具有良好的鲁棒性能,同时还验证了对指令跟踪的动态性能与采样周期的关系.     

滑模观测器在卫星姿控系统故障诊断中的应用

为提高卫星系统的可靠性,研究了基于观测器的卫星姿态控制系统执行机构故障诊断问题.考虑卫星姿态控制系统的不确定性及外界干扰,设计一种鲁棒自适应滑模观测器,采用Lyapunov函数作为稳定观测器的判别条件,保证了观测器的存在,利用设计的观测器对执行机构的故障进行重构从而达到故障诊断的目的.建立卫星闭环姿态控制系统模型并对算...     

高超声速飞行器有限时间LPV滑模控制器设计

高超声速飞行器在机动飞行时易受到外界扰动,若采用传统的状态反馈控制方法,闭环控制系统极易引起振荡,无法满足机动飞行指令信号跟踪的精度要求;若采用传统的滑模控制方法,由于系统存在奇异值的问题,且计算过程较为复杂,控制系统不易于实现.针对上述问题,考虑高速机动飞行控制实际要求,提出了一种基于有限时间时变滑模的线性变参数(LPV)控制器设计方法并应用于高超声速飞行控制.首先不考虑外界扰动,通过传统的状态反馈控制方法使系统保持稳定.然后,在扰动存在的情况下,通过选取一个特殊的滑动函数,设计有限时间时变滑模控制律.为减小系统的抖振现象,引入饱和函数来替换控制律中的符号函数.经理论推导证明了闭环系统中的所有信号都是有界的,并且可以在预定的时间内将跟踪误差控制在零点的一个很小的邻域范围内.仿真验证结果表明,高超声速飞行器机动飞行条件下的状态量可在有限时间内稳定跟踪参考指令信号,且有效地抑制了闭环系统的振荡现象,验证了本方法所设计控制器的有效性.