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针对规避多个禁止指向区域的航天器姿态机动控制问题,本文在利用势函数法构造约束条件的基础上设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。首先,构造了一种通用的基于误差四元数的航天器锥形禁止指向姿态集描述,并将其转化为凸约束集形式。其次,基于该凸约束集,提出了一种物理意义明确的新型凸势函数构造方法,且该势函数仅存在唯一全局最小值,避免了传统势函数的局部极小值问题。进一步地,考虑多个禁止指向区域,设计了一种基于反步法的航天器姿态机动控制律。最后,通过典型数值仿真算例表明了本文所提出控制算法的有效性和优越性。 相似文献
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为解决微纳卫星利用固体火箭推进器进行快速轨道机动时的姿态翻滚问题,提出了利用质量矩技术对卫星的俯仰、偏航通道姿态进行稳定控制。首先考虑推进剂燃烧、质量块运动等因素引起的系统质量特性参数的变化,建立质量矩固体推进微纳卫星姿态动力学模型;然后分析了推进剂燃烧、质量矩控制引入的系统模型参数不确定性、连续有界未知干扰;随后基于反演控制方法,设计了卫星姿态角和姿态角速度双回路自适应滑模动态面控制器,利用自适应算法调节控制参数估计来补偿不确定因素的影响;基于Lyapunov函数证明了闭环系统的稳定性。最后,通过数值仿真验证了控制算法的有效性。 相似文献
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一类不确定非线性系统的回馈递推滑模鲁棒控制器设计 总被引:2,自引:1,他引:2
针对一类多输入多输出不确定非线性系统,用一个RBF神经网络获得未建模动态和外来扰动的估计值,将回馈递推思想与滑模控制相结合,逐步回馈递推,设计了鲁捧控制器。将这种方案用于某型侧滑转弯导弹的飞行控制系统设计。其中,为克服导弹作动器的位置饱和、速率饱和问题,改进了滑动面的符号函数,并采用模糊逻辑对滑动面的斜率进行实时调整。仿真表明了该控制方法的有效性。 相似文献
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To synchronize the attitude of a spacecraft formation flying system, three novel autonomous control schemes are proposed to deal with the issue in this paper. The first one is an ideal autonomous attitude coordinated controller, which is applied to address the case with certain models and no disturbance. The second one is a robust adaptive attitude coordinated controller, which aims to tackle the case with external disturbances and model uncertainties. The last one is a filtered robust adaptive attitude coordinated controller, which is used to overcome the case with input con- straint, model uncertainties, and external disturbances. The above three controllers do not need any external tracking signal and only require angular velocity and relative orientation between a spacecraft and its neighbors. Besides, the relative information is represented in the body frame of each spacecraft. The controllers are proved to be able to result in asymptotical stability almost everywhere. Numerical simulation results show that the proposed three approaches are effective for attitude coordination in a spacecraft formation flying system. 相似文献
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针对挠性航天器姿态稳定控制,基于退步控制方法与直接自适应控制方法提出了一种自适应控制策略。首先将挠性航天器模型分解为运动学子系统和动力学子系统,并设计具有理想控制性能的参考模型;然后在姿态小角度的假设下,对满足近似严格正实性的姿态运动学子系统设计了直接自适应中间控制律;最后运用退步控制方法对航天器动力学子系统设计了姿态控制器,并证明了闭环系统的稳定性。理论分析和数值仿真结果表明该控制器对挠性航天器的姿态稳定控制是有效的。 相似文献
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针对含有不确定扰动项的吸气式高超声速飞行器纵向非线性模型,提出了一种基于指令滤波器的反演控制方法。将飞行器动力学模型划分为航迹角子系统和速度子系统并表示为严格反馈形式,采用动态逆方法设计反演控制中每步的虚拟控制量,并对指令滤波过程中产生的误差进行补偿。利用指令滤波器获取虚拟控制量的一阶导数,解决了反演控制方法中的“微分项膨胀”问题,同时引入虚拟控制量和实际控制量的幅值、速率和带宽约束。采用扩展状态观测器(ESO)对模型中的不确定项进行估计和补偿,保证闭环系统在存在参数不确定和外部扰动的情况下仍具有良好的控制性能。仿真结果表明,在飞行器总体参数和气动参数存在偏差的情况下,该方案能够实现对速度和航迹角参考信号的稳定跟踪。 相似文献
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