基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制

针对存在不确定的执行机构部分失效故障和未知外界扰动的航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模控制的容错控制方法。在没有故障检测与诊断信息的情况下,采用快速终端滑模控制原理,利用自适应算法在线估计得到的故障信息,设计具有鲁棒性的容错控制器,使系统在执行机构故障发生时,能在有限时间内以指数收敛,实现系统有限时间渐近稳定,以及对航天器的容错控制和干扰的抑制。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,该方法在保证系统鲁棒性和可靠性的同时,具有更快的收敛速率,实现执行机构故障时有效的航天器姿态跟踪控制。     

单轴飞轮故障时的小卫星姿态控制方法研究

反作用飞轮和磁力矩器是现代小卫星姿态控制的主要执行机构,针对单轴反作用飞轮故障仅能提供两轴控制力矩的情况,提出了一种使用磁力矩器和反作用飞轮进行联合控制的算法。首先推导了一种拟PD姿态控制律,在此基础上提出了剩余两反作用飞轮和磁力矩器的控制力矩分配策略。仿真结果表明,该算法能够在单轴飞轮故障情况下完成小卫星高精度姿态控制任务,延长航天任务寿命,算法鲁棒性好,设计简单且易于在轨实时计算。     

基于联合飞轮和磁力矩器的航天器姿态控制算法研究

研究了航天器姿态控制过程中,在姿态捕获阶段单独使用磁力矩器对航天器进行粗定向,在姿态调整阶段联合使用磁力矩器和反作用飞轮对航天器进行控制的问题。建立了反作用飞轮作为执行机构的姿态动力学模型。根据Lyapunov稳定性原理,设计了输入控制器和参数自适应律。将该算法应用于航天器姿态控制过程。仿真结果表明,该算法简单、有效、实用性强。     

采用变惯量飞轮的航天器自适应姿态控制

变惯量飞轮(VIW)是一种新的航天器姿态控制执行机构。它不仅可以通过改变飞轮转速来提供控制力矩,还可以通过改变飞轮的转动惯量来实现这一目的。研究利用VIW的航天器自适应姿态跟踪控制问题。建立了以VIW为姿态控制执行机构的航天器姿态动力学模型,并设计了全局渐近稳定的自适应姿态跟踪控制律。该控制律可在航天器惯量参数未知的情况下准确跟踪给定姿态,并同时估计系统的惯量参数。在VIW的操纵律中,以VIW的转速为权重依据来分配VIW的两种模式的控制力矩,以使VIW的惯量模式输出较大的控制力矩并有效降低飞轮转速。数值仿真结果验证了系统的有效性。     

轮控航天器的IMM自适应反步变结构容错控制

针对存在飞轮故障、转动惯量不确定性和干扰力矩的轮控航天器姿态机动问题,提出了一种基于交互多模型算法(IMM)的自适应反步变结构容错控制方法。该方法可以有效提高系统控制精度,保证航天器姿态机动误差收敛到系统平衡点的较小邻域;同时有效减小飞轮抖振,降低诊断不确定性对系统的影响。最后在Matlab/Simulink环境下对航天器姿态机动进行了仿真研究,结果表明了提出的控制算法在处理航天器姿态机动问题方面的有效性和可行性。     

执行机构故障的航天器姿态容错控制

针对航天器执行机构(飞轮)故障的姿态控制问题,基于线性变参数(LPV)系统设计鲁棒变增益PID容错控制。考虑转动惯量随时间变化和执行机构乘性故障,将航天器姿态动力学转化为不确定LPV系统。设计控制器时,利用仿射二次稳定的方法降低控制算法的保守性,引入保性能控制保证系统的鲁棒性。仿真结果表明,控制方法是有效的。     

Fault-tolerant Control Under Constrained Input for Flexible Satellite Attitude Control System during Orbit Control

轨控期间的卫星由于推力器安装偏差,实施推力时会产生较大的干扰力矩,直接影响到卫星姿态稳定.除此,考虑到执行机构提供的力矩是有限的,为保证系统的稳定性,需在设计控制器的过程中考虑输入受限问题.本文针对卫星执行机构故障情况,综合考虑输入受限和干扰问题,提出一种基于输入受限的挠性卫星姿态容错控制策略,并开展了仿真试验,验证了本文设计的姿态容错控制器的有效性.     

基于变惯量反作用飞轮的小卫星大角度姿态机动控制研究

研究以变惯量反作用飞轮作为执行机构的小卫星的大角度姿态机动控制问题。变惯量反作用飞轮是一种新型的动量交换装置,不仅可以通过改变飞轮转速输出力矩,还可以通过改变其转动惯量实现大范围的力矩输出。文中建立了带有变惯量反作用飞轮的星体姿态动力学方程,设计了姿态控制律和飞轮的操纵律。仿真结果表明,与一般反作用飞轮相比,当小卫星大角度机动时变惯量飞轮的转速更不容易饱和,且力矩的输出范围变宽,可以同时满足小卫星高精度稳定和快速大角度姿态机动的双重要求。     

基于观测器的航天器执行机构失效故障重构

针对刚体航天器在轨运行时存在执行机构失效故障和外部干扰问题,提出了一种基于观测器的故障检测与重构方法。该方法运用迭代学习技术,利用上一步的执行机构故障观测信息来估计当前的故障信息,并最终实现故障的精确重构。此外基于Lyapunov方法从理论上证明了此故障诊断方法能够实时、在线地实现对常值、时变甚至随机型的执行机构失效故障的重构,并且对外干扰力矩具有一定的鲁棒性。最后,仿真结果验证了该方法的有效性。
     

采用变速控制力矩陀螺的一种姿态/能量一体化控制研究

本文研究采用变速控制力矩陀螺（VSCMG）的航天器姿态／能量一体化控制技术。首先建立了以变速控制力矩陀螺为执行机构的航天器姿态动力学模型，并给出了全局稳定的姿态反馈控制律。以控制力矩陀螺群的构型奇异量度为依据，分别考虑了VSCMG的控制力矩陀螺（CMG）工作模式和反作用飞轮（RW）工作模式。在陀螺群接近奇异时启用转子的反作用飞轮工作模式来补偿控制力矩陀螺采用鲁棒伪逆操纵律时所引起的力矩误差；在陀螺群远离奇异状态时，用控制力矩陀螺来补偿转子储能带来的干扰力矩。在姿态控制的同时利用转子的变速特性，完成按照给定的功率存储／释放能量，并在陀螺群远离奇异状态时对储能过程中转子的转速进行调节，以保持良好地动量包络外形。最后以某航天器的姿态控制为例，给出了数值仿真结果。     

Decentralized sliding-mode control for spacecraft attitude synchronization under actuator failures

This paper examines attitude synchronization and tracking problems with model uncertainties, external disturbances, actuator failures and control torque saturation. Two decentralized sliding mode control laws are proposed and analyzed based on algebraic graph theory. Using Barbalat׳s Lemma, it is shown that the control laws guarantee each spacecraft approaches the desired time-varying attitude and angular velocity while maintaining attitude synchronization among the other spacecraft in the formation. The first controller is designed in the presence of model uncertainties, external disturbances, and actuator failures. The results are extended to the case with control input saturation in the second controller. Both control laws do not require online identification of failures. Numerical simulations are presented to show the effectiveness of the proposed attitude synchronization and tracking approaches.     

空间飞行器大角度机动递阶饱和控制律设计

针对以飞轮为执行机构的空间飞行器进行姿态大角度机动递阶饱和控制。在初始状念任意，反作用轮输出力矩受限、速率饱和约束条件下，提出递阶饱和的变结构机动策略，即针对飞行器的运动学模型，利用飞行器的误差四元数和角速度，通过绕瞬时欧拉轴旋转，引入误差凹元数限幅器，对姿态偏差进行逐次消除，提出了不需事先规划轨迹的绕欧拉轴逐次逼近控制算法。并且引入模糊推理规则来改进递阶饱和变结构控制设计，使得系统轨迹既能快速趋近滑动面又能降低抖振，有效减弱了一般变结构控制律中抖振问题，从而提高了变结构控制律的品质。     

A novel single thruster control strategy for spacecraft attitude stabilization

Feasibility of achieving three axis attitude stabilization using a single thruster is explored in this paper. Torques are generated using a thruster orientation mechanism with which the thrust vector can be tilted on a two axis gimbal. A robust nonlinear control scheme is developed based on the nonlinear kinematic and dynamic equations of motion of a rigid body spacecraft in the presence of gravity gradient torque and external disturbances. The spacecraft, controlled using the proposed concept, constitutes an underactuated system (a system with fewer independent control inputs than degrees of freedom) with nonlinear dynamics. Moreover, using thruster gimbal angles as control inputs make the system non-affine (control terms appear nonlinearly in the state equation). This necessitates the control algorithms to be developed based on nonlinear control theory since linear control methods are not directly applicable. The stability conditions for the spacecraft attitude motion for robustness against uncertainties and disturbances are derived to establish the regions of asymptotic 3-axis attitude stabilization. Several numerical simulations are presented to demonstrate the efficacy of the proposed controller and validate the theoretical results. The control algorithm is shown to compensate for time-varying external disturbances including solar radiation pressure, aerodynamic forces, and magnetic disturbances; and uncertainties in the spacecraft inertia parameters. The numerical results also establish the robustness of the proposed control scheme to negate disturbances caused by orbit eccentricity.     

考虑未知飞轮摩擦力矩的航天器姿态跟踪鲁棒自适应控制

针对存在未知飞轮摩擦力矩和外干扰力矩情况下的姿态跟踪问题,提出并分析一种鲁棒自适应姿态控制律。姿态控制律采用一种间接处理未知飞轮摩擦力矩和外干扰力矩的方法。该方法并不直接关注未知摩擦力矩和外干扰力矩本身,而是关注其界,并用其进行控制器设计。最后基于Barbalat引理证明所得闭环系统的稳定性,并给出数值仿真结果。仿真结果校验了所提方法的有效性。     

航天器新型非奇异饱和终端滑模姿态控制

针对刚体航天器姿态机动过程中存在的控制饱和与外部干扰问题,提出一类基于新型非奇异饱和终端滑模面的有限时间控制器设计方法。该控制方案不仅保证姿态机动过程的快速性,而且避免了传统的终端滑模面所带来的奇异性问题。此外,本文建议的控制器不仅显式考虑执行器输出力矩的饱和幅值要求,使航天器在饱和幅值的约束下完成姿态控制任务,而且控制器的设计对外部干扰的上界没有任何要求,也无需作任何小角度的假设。进一步的稳定性分析表明,通过引入新型非奇异饱和终端滑模,该控制器使得闭环系统能够快速收敛到滑模面的微小邻域内,继而收敛到平衡点的微小邻域内,并且系统对外部干扰具有较强的鲁棒性。数值仿真校验了该控制器在姿态机动过程中的性能。     

考虑执行器安装偏差时航天器姿态稳定的控制分配

针对存在执行机构安装偏差和外干扰的航天器姿态控制问题,提出一类基于反步法的自适应滑模控制策略,该方法在实现姿态控制快速性和高精度的同时,能有效地避免因执行机构安装偏差引起的不确定性所导致的控制奇异现象。在此基础上,考虑到执行机构冗余特性,进一步提出一种基于能量最优约束二次规划的动态控制分配算法来完成期望指令到执行机构的指令分配,克服了传统伪逆法难以考虑的控制力矩位置和速度约束,减少了系统功耗,实现了分配后控制力矩的平稳性和能量最优。最后,将提出的控制方案应用于某型轮控刚体航天器的姿态稳定任务中,仿真结果验证了提出方法的可行性、有效性。     

磁悬浮动量轮的主动振动控制

由于同传统的滚珠轴承动量轮相比 ,磁悬浮动量轮的定子和转子之间没有接触 ,不需要润滑 ,允许高速旋转 ,而且磁悬浮动量轮可以提供框架控制能力 ,因而磁悬浮动量轮被认为是未来高精度航天器姿态控制的理想执行机构。然而尽管与传统动量轮产生干扰力矩的机理不同 ,磁悬动量轮本身还是存在一些振动源。如何消除这些振动源引起的扰动 ,即磁悬浮动量轮的主动振动控制 ,这是将磁悬浮动量轮应用于航天器姿态控制所要解决的主要问题。本文重点对自适应模型跟踪控制方法进行了介绍     

测量不确定的充液航天器自适应鲁棒容错控制

针对三轴稳定充液航天器控制系统中同时存在外部未知干扰,参数不确定,测量不确定和执行器部分失效故障的鲁棒容错姿态机动控制问题进行研究。首先将部分充液贮箱内的晃动液体燃料等效为粘性球摆模型,采用动量矩守恒定律推导出航天器的刚-液耦合动力学方程。然后将变结构控制策略结合范数自适应估计算法设计了自适应鲁棒容错控制器,其中设计的范数自适应控制算法用于有效估计由测量不确定产生的集总扰动的未知上界;自适应估计算法则用于有效估计贮箱内的液体晃动位移变量。提出的控制策略不依赖精确的故障信息,并且在故障信息值不确定的情况下可以实现期望的姿态机动任务。基于Lyapunov稳定性分析方法证明了容错闭环系统状态变量的一致最终有界性。采用数值方法验证了所提控制方法的有效性和鲁棒性。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。