运载火箭姿态系统自适应神经网络容错控制

针对运载火箭姿态系统跟踪问题,考虑干扰、执行器故障和模型不确定因素的影响,设计了一种基于自适应神经网络的非线性容错控制律。该控制算法结合了连续的终端滑模控制,径向基神经网络和自适应控制方法。首先,基于滑模控制理论,设计了一种快速终端滑模面,保证系统跟踪误差能够在有限时间收敛至零。然后,在终端滑模面基础上,提出了一种基于自适应径向基神经网络估计的终端滑模控制律。利用自适应参数的神经网络逼近系统参数并提高抗干扰性能,采用平滑连续控制策略消除了终端滑模中的颤动现象。通过李雅普诺夫的分析方法证明了闭环系统的收敛性和全局稳定性。采用数值仿真,验证了提出的基于自适应径向基神经网络的终端滑模控制律具有较好的跟踪性能和精度。     

执行器故障卫星的自适应模糊滑模容错控制

针对卫星控制系统执行器故障,考虑干扰与不确定性影响,设计了一种自适应模糊滑模容错控制器(AFSMC)。首先,将执行器故障、干扰以及模型不确定性统一描述为系统的广义总干扰;然后,为使系统能够在有限时间内快速稳定且避免奇异,设计了非奇异快速终端滑模控制器(NFTSMC);其次,针对滑模系统固有的抖振现象,设计了自适应算法对系统广义总干扰进行补偿,减小了切换增益,并以自适应模糊系统逼近切换函数,柔化了输入信号,从而有效削弱了系统抖振,大大提高了控制精度;最后,对所提方法进行了数值仿真验证。     

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。     

面向非沿迹成像的姿态跟踪扩展观测器滑模控制

针对地面兴趣点不沿星下点轨迹的动态非沿轨迹成像问题,设计一种结合扩展状态观测器的非奇异快速终端滑模控制器。首先根据非沿轨迹成像模型的需求推导卫星姿态参考轨迹。其次,根据由误差四元数描述的跟踪误差运动模型设计了非奇异快速终端滑模控制律。考虑到干扰抑制,引入了扩展状态观测器来观测系统的总扰动,从而降低滑模控制律中的切换增益,削弱系统抖振。然后再用模糊自适应系统对切换项进行在线逼近,柔化控制信号,进一步减振。最后,对具有干扰和参数不确定的姿态控制系统进行了数值仿真,结果表明该方法收敛速度快,控制精度高。     

近空间高超声速飞行器输入饱和抑制模糊自适应控制

针对近空间高超声速飞行器三通道姿态跟踪控制问题，提出了一种基于输入饱和抑制的非线性模糊自适应滑模控制器。考虑到飞行器模型具有严格反馈形式的特点，以反步法为基础，结合非奇异快速Terminal滑模方法设计控制器。设计了模糊系统估计模型中的干扰项，并通过自适应鲁棒项补偿估计误差，引入非线性增益函数提高控制系统的饱和抑制能力，并基于Lyapunov理论证明了闭环系统的稳定性。最后，通过仿真对比实验验证方法的有效性。仿真结果表明，所设计的控制器能够保证飞行控制系统在存在模型参数不确定性的情况下具有良好的姿态跟踪性能和输入饱和抑制能力。     

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。     

基于双幂次趋近律的终端滑模舵机控制器设计

针对电动舵机系统的快响应鲁棒控制问题,提出了一种基于双幂次趋近律的全局非奇异终端滑模控制方法.首先,建立了舵机系统的数学模型,将气动干扰和摩擦建模为有界扰动;其次,根据系统模型构建非奇异终端滑模面,结合双幂次趋近律设计舵机控制器,从而保证滑模面的固定时间可达性,充分利用滑模控制方法的鲁棒性和不变性,并提高舵机系统的响应...     

空间机器人神经网络自适应滑模目标操控轨迹跟踪控制

针对参数未知的空间目标操控问题,考虑空间机器人负载不确定性、系统动力学不确定性和环境扰动等因素,为实现操作过程的稳定控制及机器人轨迹的有效跟踪,提出一种基于径向基神经网络估计不确定项的自适应增益非奇异终端滑模变结构控制器。首先基于拉格朗日法建立空间机器人的刚体动力学模型。考虑空间机器人基座姿态主动控制模式,使用径向基神经网络对模型中的不确定项进行估计。进而提出基于神经网络估计的非奇异终端滑模控制器,并针对不确定性和扰动的估计误差设计自适应增益,以期实现空间机器人系统轨迹跟踪控制的收敛。仿真校验结果表明所设计的控制方法具有较好的误差收敛速度和控制精度。     

考虑执行机构故障的运载火箭自适应滑模容错控制

针对执行机构故障下的运载火箭姿态指令跟踪问题，在考虑内部未建模动态、外部不确定干扰等因素的影响下，设计了一种基于新型扩张状态观测器(ESO)的自适应滑模容错控制器。首先，基于一种新型级联降阶扩张状态观测器，对系统的未建模动态、外部干扰等不确定性进行估计。在此基础上，结合滑模控制理论，设计了一种固定时间收敛的自适应滑模控制律，能够获得观测器干扰估计误差的上界信息，同时消除滑模控制的抖振现象。通过李雅普诺夫方法证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明，所提出的基于新型扩张状态观测器的自适应滑模容错控制器在执行机构故障情况下仍具有较好的跟踪性能和抗扰能力。     

无速度测量下的航天器安全接近位姿一体化控制

针对考虑位姿耦合的非合作航天器交会对接场景,在没有速度测量情况下为了同时解决安全约束、模型不确定性、执行器故障和输入饱和问题,提出一种基于容积卡尔曼滤波算法(CKF)的自主安全接近方法。首先基于容积卡尔曼滤波器和扩张状态观测器(ESO)分别估计目标航天器的位姿信息和相对速度信息;然后通过将一种新颖的安全包络与人工势函数(APF)结合设计自适应滑模控制器,并设计非奇异辅助系统对执行器故障和输入饱和带来的影响进行集中处理。提出的控制策略在不违反安全约束情况下,能在固定时间内实现位置接近和姿态同步。通过李雅普诺夫方法可以保证闭环系统固定时间稳定。仿真结果表明,所提控制方法具有较高的精度和良好干扰抑制能力。     

全向发射状态下运载火箭变结构自适应滑模控制

针对运载火箭全向发射后,系统通道间存在交连耦合问题,提出了基于解耦的变结构自适应滑模控制方法。首先建立了运载火箭全向发射姿态动力学模型;其次推导了一种工程上实用的姿态角预补偿解耦控制方法,并重点分析了残余耦合对姿控系统的影响;最后针对解耦后系统的残余耦合和火箭结构干扰,提出了变结构自适应滑模控制方法。利用Lyapunov稳定性理论,证明了控制系统的全局渐近稳定性。仿真校验了本文提出的控制方法能够实现火箭在全向发射情况下的姿态稳定。     

柔性航天器预设性能及时间自抗扰姿轨跟踪控制

针对柔性航天器的姿轨机动及跟踪控制问题,首先基于模块化的多体动力学建模方法在SE(3)框架下建立柔性航天器的姿-轨-结构一体化动力学模型,其中航天器的位置、姿态使用李群SE(3)上的指数坐标来描述,然后进一步推导其相对动力学模型。在此基础上提出一种基于预定义性能及时间的积分滑模跟踪控制方法,通过引入预定义时间扰动观测器估计柔性附件弹性振动及空间环境的扰动,并在控制律中加入扰动估计结果的前馈补偿项,通过Lyapunov理论证明了系统的闭环稳定性和跟踪误差收敛性。该算法通过对状态误差的实时监测来调整执行器的输出,使控制器在系统存在柔性振动及空间环境干扰的情况下仍可实现高精度的姿轨跟踪。将其应用至柔性航天器姿轨跟踪系统中,仿真结果表明了该控制方案的有效性和实用性。     

重复使用运载火箭精确回收滑模动态面控制

针对可重复使用运载火箭一子级再入垂直着陆阶段，利用滑模动态面控制(SMDSC)技术设计了一个精确垂直回收控制策略。首先考虑运载火箭的燃料消耗、质心变化及转动惯量摄动等特点，建立运载火箭一子级返回段动力学模型。然后针对范数有界的不确定性和有界连续的未知干扰，设计一个滑模状态观测器和一个自适应参数估计器用于获得其估计值；随后，基于获得的状态估计值和未知参数估计值，设计了一个基于自适应动态面技术的跟踪控制律。最后，通过数值仿真，对比两种不同控制策略下的运载火箭垂直返回姿态角跟踪能力。结果表明，采用本文提出的自适应滑模动态面控制策略具有更好的跟踪效果.     

RLV再入姿态双环滑模控制及舵喷混合配置

设计了一种基于滑模控制的可重复运载器（RLV）再入姿态控制方法。用内外两环滑模控制同时跟踪对角速度和角度;根据RLV再入姿态的动力面与反作用混合控制的特点,用优化控制选择配置算法将控制力矩指令配置为末端受动器的控制指令,分别由动力面与反作用致动器执行。仿真结果表明：由该法可获得高精度、鲁棒性和解耦的跟踪性能。     

转动惯量未知的再入飞行器姿态容错控制

针对升力式再入飞行器再入过程中执行机构发生故障的情况，基于反步法思想，设计了一种无需飞行器转动惯量信息的姿态容错控制律，同时，该控制律能有效地抑制外界干扰。控制律的设计除了给出稳定性证明外，还给出了误差上界与控制参数的关系。以临近空间飞行器X-33为模型进行了数学仿真，结果表明了该控制律的有效性。     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

导弹敏捷转弯段的新型非奇异终端滑模控制

针对具有快时变性、不确定性、强非线性和系统初始状态远离平衡点等特点的敏捷导弹的直接力/气动力复合控制律设计问题,提出了一种新型非奇异终端滑模控制方法。为缩短到达平衡态的时间,设计了一种组合非奇异终端滑模面,提高了系统状态在滑模面上的收敛速度,设计了改进的变系数双幂次趋近律,提高了系统状态到达滑模面的速度,并利用扩张状态观测器实时估计系统内外扰动,消除了观测误差对系统造成的干扰,抑制了抖振。最后,证明了所提方法的有限时间收敛特性,通过仿真对比校验了所提方法的有效性。