输入受限卫星姿态的鲁棒非线性镇定与跟踪控制

研究控制输入受限的卫星在存在外部干扰和转动惯量不确定性时的姿态镇定和姿态跟踪控制问题,利用双曲正切函数的性质分别设计了两种有界鲁棒非线性反馈控制律,并用李雅普诺夫方法证明：通过适当选择两种控制律中的参数,可保证闭环系统角速度误差渐近趋于零,且姿态误差收敛到事先给定的原点小邻域内．仿真结果表明利用所设计的控制律可在控制输入受限情况下有效抑制外部干扰和转动惯量不确定性的影响,达到预期控制目标．     

航天器非奇异自适应终端滑模姿轨联合控制

为了实现航天器姿态与轨道的同步控制，提出了一种航天器姿态与轨道联合控制的非奇异自适应终端滑模控制律。首先，建立了航天器姿轨耦合运动的对偶四元数模型；其次，提出了一种姿轨联合跟踪控制的非奇异终端滑模控制律，并设计了自适应控制律以改善质量特性不确定性的影响，利用李雅普诺夫函数证明了所提控制律的稳定性；最后，绕飞小行星的跟踪控制仿真算例表明了控制律的有效性。结果表明:所提控制律具有较高的控制精度，能够在有限时间内收敛，仿真过程中不存在奇异点，抑制了质量特性的不确定性对控制的影响，且对滑模的抖振特性有抑制效果。      

导弹增量式自适应容错控制系统设计

导弹在实际飞行中存在气动参数不确定、执行机构故障等问题,从而对导弹飞行控制系统稳定性与操控能力造成严重影响。为此,设计一种增量式自适应容错控制方法,在实现导弹安全控制的同时,兼顾姿态控制算法时效性与可靠性。建立面向控制的三通道耦合姿态动力学模型;考虑系统不确定性和执行机构故障,基于增量式动态逆方法设计导弹被动容错控制律;基于自适应滑模控制与增量式动态逆方法,设计增量式动态逆自适应容错控制律,并对系统残差进行分析比较;通过某典型全弹道姿态跟踪任务,验证舵面故障下的姿态跟踪特性。仿真结果表明:所提方法在故障未知的情况下,能够保证飞行控制系统的鲁棒性与容错能力,实现导弹的安全可靠控制。      

控制受限航天器无角速度反馈姿态控制

重点研究了控制受限和角速度不可测情况下航天器姿态快速跟踪问题。首先定义了四元数辅助系统,并设计了包含实际误差四元数和观测误差四元数的双曲正切函数的非线性控制律;然后,证明了系统的稳定性以及控制量的有界性;最后通过数字仿真与已有的方法进行比较研究,说明该方法能大大提高卫星姿态跟踪精度和响应速度。     

带VSCMGs的航天器姿态稳定及功率补偿控制

基于变速控制力矩陀螺群动力学模型建立其复合控制方程和分系统解耦约束方程,用矩阵投影方法同步设计得到航天器姿态与能量一体控制复合操纵律,利用Lyapunov方法分析了转子轴向惯量误差对姿态控制分系统的影响.根据飞轮转子轴向惯量与功率输出之间的误差关系设计出功率控制补偿器.复合操纵律中的力矩和功率两解形式相同,约束方程使得姿态与能量控制两分系统解耦,便于进行考虑执行机构特性的闭环控制系统性能分析.考虑飞轮转子轴向惯量误差时,姿态控制分系统的输出耗散特性使其能够保持稳定,而功率控制分系统输出误差与转子轴向惯量误差成比例关系,经过补偿后功率输出能满足控制要求.     

基于微小卫星合作博弈的失效航天器姿态接管控制

针对多颗微小卫星接管控制失效航天器姿态运动的问题,提出了一种基于多颗微小卫星合作博弈实现对失效航天器姿态接管控制的方法。首先,面向失效航天器姿态接管控制任务需求,设计了各颗微小卫星的局部目标函数,并在考虑多颗微小卫星与失效航天器所形成组合体的动力学约束、微小卫星控制约束的情况下,建立了多颗微小卫星的合作博弈模型。其次,为实现失效航天器对时变期望姿态轨迹的跟踪,在合理设计期望姿态轨迹的基础上,通过构建组合体增广姿态运动方程,将跟踪期望姿态轨迹的要求描述为微小卫星合作博弈控制问题中的一组约束,并建立了多颗微小卫星控制失效航天器跟踪时变轨迹的合作博弈帕累托最优策略的求解框架。最后,对微小卫星合作博弈控制方法的有效性进行仿真验证,结果表明：该方法能够在不需要进行微小卫星控制分配的情况下,通过多颗微小卫星的合作博弈实现对失效航天器的姿态接管控制。与传统方法相比,这种控制方法可避免进行微小卫星之间的控制分配,能够实现微小卫星能量消耗的全局最优且设计简单便于考虑微小卫星的控制约束。     

带变速控制力矩陀螺的航天器自适应姿态控制

航天器高精度姿态控制容易受到参数误差的影响,自适应控制能够合理地估计参数,使基于模型的控制器设计易于实现。自适应参数分为主星体惯量、变速控制力矩陀螺框架转子惯量及动摩擦系数3组,按参数分组对带变速控制力矩陀螺的航天器详细动力学模型进行变换,采用Lyapunov方法设计出姿态控制器、变速控制力矩陀螺群操纵律及参数自适应更新律,操纵律中引入加权矩阵以缓解陀螺奇异问题。理论分析和数值仿真表明闭环姿态控制系统全局一致最终有界稳定,参数自适应更新能有效减小角速度跟踪误差,使姿态四元数误差收敛更快。参数估计虽然不能准确收敛到其真值上,但均在可接受的范围内。     

基于干扰补偿的导弹增量式动态逆容错控制方法

针对导弹飞控系统存在外部干扰、执行机构故障等问题,本文运用一种鲁棒增量式动态逆被动容错控制方法,以避免主动故障诊断带来的计算效率问题,同时实现飞行姿态的可靠安全控制。针对外部干扰及执行机构故障等控制系统不确定性,建立导弹三通道姿态控制模型,基于干扰观测器对不确定性进行估计与补偿设计终端滑模控制律。为进一步增强导弹姿态控制系统的鲁棒性,给出导弹增量式动态逆容错控制律,结合终端滑模控制设计干扰补偿的增量式动态逆终端滑模控制律,并对系统残差进行分析比较。某典型全弹道姿态跟踪任务仿真表明,该方法在故障未知的情况下仍然保持姿态跟踪特性与容错能力,实现导弹姿态鲁棒精准快速控制。     

挠性航天器掠飞观测目标时的建模与控制

针对挠性航天器掠飞观测目标时的建模与控制问题,提出了一种期望姿态运动规律解析模型和输出反馈自适应滑模控制律.通过定义期望姿态坐标系,将挠性航天器掠飞观测目标时的姿态指向运动转化为坐标系旋转运动.基于绝对轨道递推,推导出其掠飞观测目标时的期望姿态运动规律解析模型,进而建立了挠性航天器观测目标时的相对姿态动力学模型.在此动力学模型基础上,考虑惯量不确定性、挠性模态不可测和未知有界干扰,基于Lyapunov稳定性原理设计了含有惯量自适应律和挠性模态观测器的滑模控制律,给出了全局渐近稳定性证明.数值仿真结果表明,所建模型和设计控制律是有效的.     

小卫星临近作业轨道和姿态联合控制

建立了小卫星相对轨道和姿态的误差动力学模型,根据作业任务和姿态指向要求确定了小卫星相对轨道和姿态的期望运动;采用相对轨道和姿态联合控制策略,并考虑小卫星作业过程中质量和转动惯量的不确定性,设计了自适应全状态反馈控制律;数值仿真结果表明该控制律具有较强的自适应性。     

对失效卫星特征点的自适应位姿跟踪控制

为满足对失效卫星上某个特征点位置悬停的同时使追踪星上敏感器指向该特征点,展开了对失效卫星特征点与追踪星间相对动力学建模与控制的研究。在追踪星本体坐标系下建立了六自由度相对位姿动力学模型,并结合失效卫星上特征点的运动规律,给出追踪星的期望跟踪位置和期望跟踪姿态。考虑到追踪星质量、转动惯量、系统所受扰动力、扰动力矩及失效卫星转动惯量的不确定性,设计了复合自适应位姿跟踪控制律,并通过Lyapunov法证明了闭环系统稳定性。对输出受限情况,采取设计控制参数调节过程及输出限幅措施。在仿真条件下,系统在自适应控制律下能够以位置误差约1cm、姿态误差约0.01°完成位姿跟踪任务;增大不确定参数偏差后,位置跟踪误差增至约7cm,姿态误差增至约0.1°;对控制参数进行调节后,可在不影响跟踪精度的条件下在指定范围内限制输出幅值,将幅值限制在指定范围内,并减小控制所需冲量的9%和冲量矩的30%。     

一种空间目标高精度指向控制方法

针对空间动目标指向任务对卫星提出的高精度控制需求，研究了卫星星体/快反镜二级复合系统的指向控制问题，给出了一种空间运动目标高精度指向控制方法。首先，基于近圆轨道Clohessy Wiltshire方程获得追踪卫星与目标卫星的位置信息；然后，基于扩展Kalman滤波算法进行多信息融合确定追踪卫星姿态参数，并实时解算出追踪卫星载荷光轴与目标卫星的相对姿态，获得跟踪指向所需的方位角和俯仰角；最后，通过星体一级姿态控制和基于快反镜的载荷光轴二级指向控制，实现对目标卫星的快速、高精度指向。仿真结果表明，该方法可以在保证快速性的同时实现动态指向控制误差小于072″。该方法可以实现对空间目标的高精度指向控制，为未来空间中激光通信等航天任务提供技术支持。     

Guaranteed performance based adaptive attitude tracking of spacecraft with control constraints

The guaranteed performance control problem of spacecraft attitude tracking with control constraint, disturbance and time-varying inertia parameters is investigated. A new saturation function is designed to satisfy different magnitude constraints by introducing a piecewise smooth asymmetric Gauss error function. Based on the mean-value theorem, the constrained problem is transformed into an unconstrained control design subject to an unknown bounded coefficient matrix. To satisfy the constraints by performance functions, a tracking error constrained control is developed based on a hyperbolic arc-tangent asymmetric barrier Lyapunov function (BLF). In the backstepping framework, an adaptive robust control law is proposed by employing a smooth robust term simultaneously counteracting the parametric and non-parametric uncertainties, where the unknown coefficient matrix resulting from the control constraint is compensated by a Nussbaum function matrix. Rigorous stability analysis indicates that the proposed control law realizes the asymptotically tracking of spacecraft attitude and that the tracking error remains in a prescribed set which implies the achievement of the guaranteed transient performance. Numerical simulations validate the proposed theoretical results.     

北斗导航卫星姿态与轨道控制技术发展与贡献

通过总结北斗一号卫星到北斗三号卫星的发展过程，梳理了北斗导航卫星姿态与轨道控制技术的发展变化，以及在引领卫星姿轨控技术进步和星载器部件自主可控方面取得的成就.同时，根据下一代北斗卫星导航系统的论证需求，分析给出了未来导航卫星姿轨控系统需要关注与研究的关键技术.     

近距离星间相对姿轨耦合动力学建模与控制

针对在轨服务过程中近距离星间相对位置以及相对姿态精确控制的问题,考虑相对姿态与相对轨道之间的耦合作用,建立星间相对姿轨耦合动力学模型.提出编队星相对基准星进行接近绕飞的任务需求,给出相对姿态以及相对轨道的期望状态.设计相对姿态轨道联合控制算法对相对姿态和轨道进行联合控制.仿真结果表明,所设计的控制算法能够很好地抑制相对姿态与相对轨道的相互影响作用,最终实现编队星对基准星的精确指向绕飞运动.     

Adaptive sliding mode fault-tolerant control for satellite attitude tracking system

In this paper, an adaptive modified sliding mode control approach is developed for attitude tracking of a nano-satellite with three magnetorquers and one reaction wheel. A sliding variable is chosen based on finite-time convergence of the nano-satellite attitude tracking error and avoiding the singularity of the control signal. The control gain of the proposed method is developed adaptively to reduce the tracking error and improve the closed-loop control performance. The sliding variable and adaptive parameter are also employed in the reaching phase of the control law to decrease the chattering phenomenon. In addition, the finite-time convergence of attitude variables in the presence of actuator faults, inertia uncertainty, and external disturbances is proved using the extended Lyapunov theorem. The simulations are conducted to evaluate the performance of the proposed method according to different evaluation criteria. Monte Carlo simulations are also used to survey the reliability of the system in the presence of the mentioned condition.     

基于θ-D方法的在轨操作相对姿轨耦合控制

针对诸如模块更换、燃料加注等在轨操作任务中的相对动力学与控制问题,建立了描述航天器间近距离相对运动的轨道姿态耦合动力学模型,结合轨道摄动和姿态干扰力矩分析了耦合项对模型的影响。考虑到基于状态相关系数形式模型的非线性和时变性,采用θ-D次优控制算法设计了相对姿轨耦合控制器。以在轨加注任务最终逼近段为背景,针对目标航天器失控旋转的情况进行了数值仿真,仿真结果表明了θ-D控制算法能够实现对相对轨道和姿态的同步控制,简化对控制器的求解并具有较高的控制精度。