自主学习干扰观测器驱动的重复使用运载器再入段滑模控制

针对重复使用运载器(RLV)再入段的姿态控制问题，设计一种具有自主学习干扰观测器(SLDO)的滑模控制器。基于奇异摄动理论及时标分离原则，将RLV的姿态动力学方程划分为外环和内环子系统。根据RLV再入段模型不确定性和外部干扰均随时间变化、不可忽略且无法预知边界等特点，结合2型模糊神经结构、误差反馈学习架构以及滑模控制(SMC)理论，提出一种新型在线自主学习干扰观测器。设计基于SLDO驱动的多元超螺旋滑模控制器，完成对再入段姿态的跟踪。最后，针对6自由度RLV模型进行了仿真分析，仿真结果证明了控制方法的有效性以及鲁棒性。     

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。     

RLV再入混合制导方法研究

提出可重复使用跨大气层飞行器（RLV）再入混合制导方法，该方法将再入轨道在线生成技术、基于阻力加速度飞行剖面的跟踪制导技术和数值预测制导技术有机结合。其中再入轨道在线生成能够向轨道预测制导算法提供初值，以加快轨道预测制导算法收敛速度；轨道跟踪控制器控制再入吸热，使再入轨道满足再入走廊约束；而数值预测制导算法则对再入轨道进行快速预报，生成合适的制导指令，将RLV导向目标。给出了RLV再入混合制导的具体算法，并对Marshall航天中心先进制导与控制项目所提出的九种再入情况进行了初步仿真，结果表明所提出的RLV再入混合制导方案是可行的。     

RLV再入标准轨道制导与设计

将可重复使用运载器(RLV)再入轨道设计分为纵向轨道和侧向轨道设计两个过程:首先引入形状约束因子,在不进行轨道积分的情况下,在再入走廊内快速优化设计RLV再入飞行剖面;然后结合轨道跟踪控制,设计侧向方位误差走廊,快速生成满足末端能量管理(TAEM)接口和航程等要求的再入轨道。进一步提出修正标准飞行剖面参数的航程更新及制导方法,并采用RLV概念模型进行仿真分析。仿真结果表明这种RLV再入轨道设计方法能够快速生成再入标准轨道,相应的RLV再入制导方法可行,且具有较高的制导精度和可靠性,鲁棒性好。     

基于神经网络的RLV再入段有限时间自适应姿态控制

针对可重复使用运载器(RLV)再入段的姿态控制问题,提出了一种基于神经网络的有限时间自适应姿态跟踪控制方法。首先,在传统RLV建模的基础上将模型不确定性、耦合及扰动力矩分离作为复合扰动;然后,利用径向基神经网络(RBFNN)对其在线估计并在标称控制器中进行动态前馈补偿;最后,利用终端吸引子改进控制器实现了对期望状态的有限时间跟踪,并通过引入鲁棒项降低了RBFNN估计误差对控制精度的影响。设计的姿态控制器无需获知精确的气动数据与扰动范围而仅需某飞行状态下的标称值。仿真结果表明提出的控制方法对RLV再入姿态跟踪具有较好的控制效果。     

带攻角约束的高超声速飞行器自适应反步控制器设计

针对带攻角(AOA)约束的高超声速飞行器控制问题，提出一种基于非对称时变障碍函数的非线性自适应反步控制方法。首先，将飞行器模型化为严反馈形式，以反步法为基础进行控制器设计。然后通过光滑饱和函数对名义攻角指令信号进行限幅，并保证限幅信号的可导性，限幅产生的误差通过设计辅助系统进行补偿。进而使用障碍函数对攻角指令跟踪误差进行非对称时变约束。针对不确定性和干扰，设计新型自适应律对集中干扰上界进行估计并补偿。最终通过Lyapunov理论证明了闭环系统状态量一致最终有界并且攻角始终满足时变约束。仿真结果表明，本文方法能够在满足攻角约束基础上保证良好跟踪性能。     

SO(3)上航天器自适应反步姿态跟踪控制

针对刚体航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种自适应反步控制方法。首先,考虑模型不确定性和外部干扰影响,通过引入一个非负定的势函数来描述姿态跟踪误差,在特殊正交李群SO(3)上建立描述航天器姿态运动的相对动力学方程,所建立的动力学模型有效地避免了用修正罗德里格参数或四元数描述航天器姿态时引起的奇异和退绕等问题;其次,设计的自适应反步控制器可保证闭环控制系统最终一致有界收敛,并用李亚普诺夫理论严格证明了闭环系统的稳定性;此外,设计的自适应控制律可以有效地处理系统总干扰;最后,针对航天器姿态跟踪控制场景进行数值仿真分析。结果表明:与传统PD控制器相比,所设计的控制器可以有效地提高控制性能。     

多类型约束下的航天器姿态机动反步控制

针对航天器姿态重定向中存在的多重指向约束、角速度约束问题,提出一种改进的反步控制方法。首先,将多重指向约束表示为四元数描述的凸约束集,并基于此设计了一种具有明确物理意义的凸势函数,以确保姿态指向满足任务要求。其次,考虑角速度受限的问题,引入双曲正切函数设计虚拟角速度控制律,以保证角速度始终处于约束范围内。进一步地,引入障碍Lyapunov函数对角速度跟踪误差进行限定。在上述基础上,利用反步法完成了姿态控制律的设计,并通过李雅普诺夫方法证明了闭环系统的渐近稳定性。最后,通过数值仿真实验和对比仿真实验校验了所设计控制律的有效性和优越性。     

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。     

基于模糊前馈的空天飞行器再入姿态的模糊鲁棒跟踪控制

提出一种新的模糊鲁棒跟踪控制方法,并应用于研究空天飞行器(ASV)再入段姿态角的跟踪问题。基于ASV再入段存在外界干扰的不确定姿态动态系统的T-S模糊模型,考查姿态角跟踪误差,引入模糊前馈,得出跟踪误差指数稳定的约束条件,并在镇定控制是前馈控制的先决条件的前提下,研究了模糊前馈跟踪控制器和具有η衰减率的模糊镇定控制器的设计问题,基于Matlab的LMI(linear matrix inequalities)和FLC(fuzzy logic control)工具可实现此问题的求解。仿真结果验证了算法的有效性。     

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。     

基于自适应RBF神经网络的可重复使用运载器再入段姿态控制

针对再入段可重复使用运载器(Reusable Launch Vehicles,RLV)姿态控制问题,提出一种基于自适应径向基函数(Radial Basis Function,简称RBF)神经网络(ARBFNN)的姿态控制方法。首先,建立RLV的6-DOF非线性动态模型,并将旋转动力学模型变成严反馈形式。然后,设计了一种自适应RBF神经网络控制(ARBFNN)结构,可以减少神经网络逼近误差的影响。同时,通过李雅普诺夫和自适应控制的结合消除了控制器设计过程中的不确定影响,并验证了系统的稳定性。最后,通过仿真验证了所提算法在解决再入段RLV姿态控制问题上的有效性。     

基于极限学习机的有限时间自适应姿态控制

对存在转动惯量未知摄动和角速度有界约束的航天器姿态控制问题,设计了一种基于非奇异终端滑模面的有限时间姿态跟踪控制器。预设有界虚拟角速度作为外环系统的控制输入,使姿态角快速收敛到期望姿态。将外环虚拟角速度作为内环系统的期望轨迹,采用极限学习机(Extreme Learning Machine,ELM)在线估计包含未知转动惯量的部分,并基于非奇异终端滑模面设计了一种自适应姿态控制器,使内环输出角速度在有限时间内精确跟踪预设虚拟角速度,满足了角速度有界约束。理论分析了闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真了在轨抓捕非合作目标过程中的航天器姿态控制问题,验证了本文控制器的合理性和姿态控制器的优良品质。     

一种微型航天器姿态跟踪的四元数实现方法

针对航天器姿态跟踪问题，建立了基于误差四元数的姿态控制系统二阶数学模型。基于现代控制理论，通过设计四元数状态反馈控制器对姿态控制系统的极点进行配置，实现航天器姿态的稳定跟踪。仿真结果表明，设计的状态反馈控制器能够实现微型航天器的高精度姿态跟踪控制。     

飞行器再入姿态双环滑模控制及其逻辑选择

应用滑模控制设计了一种飞行器再入姿态控制方法,这个控制器应用两环的滑模控制方案,可以获得对角速度及角度的同时跟踪并具有较好的鲁棒性和解耦性能。针对飞行器再入姿态的动力面与反作用混合控制的特点,运用优化控制选择配置算法把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。再入姿态仿真验证了该方法的精度、鲁棒性以及解耦的跟踪性能及有效性。     

带有入轨姿态约束的迭代制导算法及应用研究

针对需要满足一定入轨姿态约束的发射任务，研究一种带有入轨姿态角约束的迭代制导算法在运载火箭中的应用。该制导算法在传统迭代制导算法的基础上，将控制姿态角的最优解析表达式，通过二阶近似，展开为与时间相关的二次函数，可以同时满足入轨点速度、位置和姿态角约束。阐述了迭代制导的基本原理，给出带有姿态角约束的迭代制导算法的推导公式。在有相同姿态角约束的条件下，该算法能够保证入轨精度,与传统迭代制导算法相当，且对姿态角约束有较好的控制效果，运载能力损失较少。仿真结果表明，该算法对故障工况及不同姿态角约束具有一定的适应能力。     

考虑单框架控制力矩陀螺性能约束的小卫星姿态星载控制

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为姿态机动控制执行机构的小卫星,在姿态机动过程中SGCMG容易陷入奇异的问题,设计了一种姿态轨迹无奇异的快速规划和跟踪控制结合的姿态闭环控制方法。将平坦微分理论应用于姿态轨迹规划,设计了一种SGCMG无奇异的姿态轨迹快速规划方法,该方法综合考虑了实际姿态机动过程中存在的轨道角速度、重力梯度力矩等环境因素的影响。建立了基于误差修正罗德里格斯参数(MRP)的姿态动力学模型,并设计了基于MRP的滑模姿态跟踪控制器。仿真分析表明:该方法能在0.8 s内快速规划出一条关于能量指标的次优平滑路径,且在该姿态路径下,SGCMG不会出现奇异饱和失效现象;姿态跟踪控制器在机动稳定状态的跟踪误差在2×10~(-4)以内。     

RLV双环滑模RCS/气动舵复合控制器设计

针对可重复使用运载器(RLV)再入飞行强非线性、快时变特性和多种控制模式给姿态控制器设计带来的困难和挑战,提出了一种双环滑模反作用控制系统(RCS)/气动舵复合控制器设计方案。首先建立了RLV再入飞行的数学模型,基于时标分离原理,设计了快、慢双环回路控制系统,并采用滑模控制律(SMCL)获得控制力矩指令;所设计的RCS/气动舵复合控制器,由控制分配将控制力矩指令分别映射成RCS推力器执行的开关指令和气动舵面偏转指令,采用链式递增融合协调气动舵与RCS的复合控制。仿真结果表明,双环滑模RCS/气动舵复合控制器能较好地完成姿态跟踪控制,有效地节省RCS燃料,实现了气动舵面与RCS的协调控制。控制方案也能用于再入飞行器或空天飞机的控制系统设计。     

一种高超声速飞行器的鲁棒解耦控制方法

高超飞行器的再入非线性动力学模型具有参数不确定性和外部干扰,针对这种情况基于奇异摄动理论提出了鲁棒内环外环解耦控制方案.控制系统的外环基于自适应模型参考设计简单解析的虚拟控制律,实现二阶模型动态跟踪气流系角,抑制三通道运动耦合和干扰的影响,避免了在线实时求逆计算.强耦合的内环采用动态逆跟踪虚拟的角速度指令,期望动力学采用PI形式抑制干扰和不确定性,并基于模型预测控制策略解决辅助轨迹线性化的时变控制器设计和输入约束,提高内环的鲁棒跟踪性能.最后,通过仿真验证了所提算法的有效性.     

基于有向图的航天器编队鲁棒自适应姿态协同跟踪控制

针对一组有向通讯拓扑关系的编队航天器的协同控制问题,考虑航天器的模型不确定性(指惯量不确定性)以及受到的外部干扰的影响,设计了分布式自适应协同姿态跟踪控制器,使得各航天器姿态协同的同时跟踪时变的期望姿态。首先,针对由MRP参数描述的航天器误差动力学方程,选取了包含相对误差项以及绝对误差项的滑模面,将模型不确定项和外界干扰项作为整体处理,基于Lyapunov稳定性理论给出了非回归项的自适应算法和分布式协同跟踪控制律的设计方法,以使得各航天器协同收敛到期望的姿态,最后通过仿真验证了该算法的有效性、可行性。