基于自抗扰技术的挠性航天器高精度指向控制

针对存在外部干扰和模型不确定性的挠性航天器,提出了一类新颖的基于自抗扰技术的控制方案,实现无姿态角速度反馈的航天器对目标高精度姿态指向控制。对目标相对姿态指向控制系统进行建模,引入一光滑连续秦函数,构造三阶扩张观测器,观测系统姿态角速度和总扰动,并利用其实现动态补偿线性化及扰动抑制。针对单框架控制力矩陀螺群作为执行机构常存在的奇异,引入零空间空转指令设计了一类奇异避免操纵律。将控制系统方案用于某挠性航天器模型,仿真结果验证了方案的有效性、合理性。     

有扰情况下航天器全局稳定姿态跟踪控制

许多空间飞行任务要求航天器姿态跟踪控制。由于航天器在跟踪过程中不可避免要受到各种干扰，因此有必要研究有扰情况下航天器的姿态跟踪问题。本文率先针对存在常值扰动和正弦扰动情况时的姿态跟踪控制问题，采用退步法和内模原理设计了基于误差四元数的姿态跟踪控制律，并结合Lyapunov直接法和Barbalat引理证明了系统的全局渐近稳定性。理论分析和数学仿真结果表明该控制律能使系统全局渐近稳定，能够有效消除常值干扰和正弦干扰的影响。     

基于ADRC的挠性多体航天器快速姿态机动研究与应用

为消除飞轮产生力矩小的缺点,以五棱锥构型控制力矩陀螺群作为执行机构,基于自抗扰控制（AD-RC）理论设计了大型挠性多体航天器的自抗扰控制律,以实现航天器的快速机动和高精度稳定控制。仿真结果表明：与普通玻璃积分微分（PID）控制相比,自抗扰控制器的姿态机动时间短,稳定控制精度高。     

基于鲁棒状态观测器的运载火箭姿态控制系统设计

考虑弹性振动和液体晃动,采用鲁棒观测器设计了运载火箭的姿态控制系统。将姿态角测量结果中弹性振动的影响视为外界干扰,利用状态观测器的低通滤波特性实现对高频弹性信号的衰减,同时状态观测器替代速率陀螺估计得到姿态角速度,以姿态角和角速度信号为输入,采用扭曲二阶滑模控制方法设计了姿态控制律,并从理论上对该控制律稳定液体晃动和弹性振动的原理进行了证明,对观测器变换矩阵的选择进行分析。数值仿真表明,在参数摄动和干扰的影响下,所提出的变结构控制律能够有效的跟踪控制指令,稳定系统姿态,具有较强的鲁棒性,同时鲁棒状态观测器能够准确的估计出角速度信息。     

带可收缩挠性附件受控航天器稳定性分析

带可伸缩挠性附件受控航天器在附件收缩过程中可能因为收缩率设计不当导致系统不稳定,本文利用李亚普诺夫稳定性定理,推导出利用姿态角和姿态角速度反馈设计的PD控制律来实现可伸缩挠性附件在收缩过程稳定性控制的充分条件,对设计满足系统稳定性要求的收缩率和控制律具有指导意义。     

基于无源性的挠性航天器姿态跟踪控制

许多空间飞行任务要求航天器姿态跟踪控制。在航天器运行过程中,测量部件故障时 有发生,因此有必要研究部分测量信息未知的控制方法来提高控制系统的可靠性。针对 无角速度信息的挠性航天器姿态跟踪控制问题,基于无源性设计了不依赖角速度信息和模态 坐标信息的姿态跟踪控制器,并结合Lyapunov直接法和Barbalat引理证明了闭环系统的全局 渐近稳定性。数学仿真表明了该控制方法的有效性。
     

带伸缩挠性附件航天器的自抗扰控制律设计

研究了利用自抗扰控制器设计带伸缩挠性附件航天器的姿态控制问题.根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动的特点,针对挠性附件伸缩条件下强耦合、强非线性模型进行了控制律设计.仿真结果显示,系统具有良好的动态、稳态性能和振动抑制能力.     

欠驱动刚性航天器旋转轴稳定研究

研究欠驱动刚性航天器受到干扰力矩作用时的旋转轴指向稳定控制问题。首先采用(w,z)姿态参数建立欠驱动刚性航天器的运动学方程,然后引入干扰模型,采用退步法和内模原理设计了一种新的控制律,并结合Lyapunov直接法和Barbalat引理证明了该控制律的全局渐近稳定性。理论分析和仿真结果都表明新的控制律能够实现旋转轴指向全局渐近稳定。     

挠性航天器混合H2/H∞输出反馈姿态控制（英文）

研究一类带有挠性附件的航天器的H2/H∞输出反馈姿态控制问题,所涉及的挠性航天器由刚性本体和挠性附件构成。由于挠性附件的振动和航天器本体姿态运动的耦合,再加之振动模态难以测量,对挠性航天器的姿态控制带来困难。针对该问题提出了基于H2/H∞理论的动态输出反馈控制器设计方法。动态输出反馈在模态变量不能测量的前提下也能有效控制航天器本体姿态,而H∞控制器具有很好的抗干扰能力,能有效抑制空间环境干扰力矩和模型不确定性对控制系统稳定性的影响。和纯H∞输出反馈控制算法相比,基于H2/H∞的设计同时提高系统的动态性能。数值仿真验证了所设计的控制方法对挠性航天器具有很好的姿态控制效果。     

基于开关算法的欠驱动刚体航天器姿态控制

针对执行机构只能产生两轴控制力矩的刚体航天器的姿态控制,根据欠驱动轴是否为惯性对称轴,利用开关算法和退步控制技术设计了实现欠驱动航天器姿态渐近稳定的控制律。先根据姿态动力学模型,通过3次姿态机动实现姿态角速度的稳定,再根据姿态运动学模型,在姿态角速度稳定的基础上,通过5次姿态机动实现姿态角的稳定。理论分析和数值仿真结果验证了该控制策略的有效性,可实现欠驱动刚体航天器姿态控制的目标。