空间机器人抓捕目标后姿态接管控制

针对姿轨控系统已经失效的目标航天器姿态控制问题,提出一种空间机器人抓捕目标后姿态接管控制方法。该方法首先利用空间机器人抓捕目标航天器,并保持在固定构型形成组合航天器;其次确定参数突变后组合航天器新的惯量主轴、主惯量和控制力矩分配矩阵;然后在状态空间建立组合航天器的非线性误差姿态动力学;最后采用-α稳定度设计方法来设计服务航天器的SDRE姿态接管控制器,并通过θ-D求解方法得到SDRE控制器的次最优控制律,实现服务航天器对目标航天器的姿态接管控制。仿真结果表明,相比传统的SDRE控制器设计,基于-α稳定度设计的SDRE控制器能够使得系统闭环极点远离虚轴,θ-D求解方法可以降低计算量,因此具有更好的稳定性和实时性。     

输入量化下航天器位姿一体化预设时间控制

航天器在轨抢修或维护等空间近距任务中，往往要求执行任务的航天器在限定的时间窗口和有限通信带宽的条件下，实现对目标的位姿跟踪。针对其姿轨耦合控制问题，提出了一种带有输入量化的姿轨一体化预设时间控制方法。首先，在Lie群SE(3)框架下，建立了相对运动航天器位姿一体化误差动力学模型。其次，引入了输入量化机制，减小控制器到执行机构间的通信频次。接着，基于推导的实际预设时间稳定引理，结合反步法设计了一种非奇异预设时间位姿跟踪控制器。为提高系统鲁棒性，设计新型自适应律估计并补偿系统总扰动，并利用量化器参数抑制量化误差；该方法能够在不依赖系统初始状态、输入量化和扰动信息未知的情况下实现预设时间内稳定，且稳定时间上界可由一个控制参数预先设定。然后，基于Lyapunov理论证明了系统的稳定性。最后，数值仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于高增益观测器的四旋翼无人机轨迹跟踪控制

为了实现四旋翼无人机对给定姿态的快速跟踪,基于Terminal滑模控制方法设计了一种四旋翼无人机的姿态控制器,在设计滑模面时引入非线性函数来保证跟踪误差在有限时间内收敛。考虑在线速度未知的情况下,通过设计高增益观测器来对无人机速度进行观测,并利用所观测的信号设计位置控制器。最后利用Lyapunov理论证明了系统的稳定性。仿真结果表明,四旋翼无人机在线速度不可测的情况下,仍可进行轨迹跟踪控制。     

基于螺旋理论描述的空间相对运动姿轨同步控制

对于姿轨运动存在严重耦合的空间相对接近操作,必须解决相对运动的姿轨同步控制问题。传统的相对姿轨分开建模串行控制方法,忽略了姿轨耦合,控制周期长且姿轨同步性差,显然不能满足要求。基于螺旋理论中的对偶数描述,建立了航天器六自由度相对运动模型,不仅包含了姿轨耦合项,而且形式统一有利于同步控制律的设计。针对模型中的耦合项进行分析,给出了相对姿轨耦合产生的成因。建立了相对姿轨同步误差,考虑模型的非线性,基于非线性反馈设计了一种同步控制律以消除该误差,并利用Lyapunov理论证明了控制律的稳定性。以两航天器交会接近的最后逼近段进行数字仿真,并与PD控制相对比,验证了所提方法的有效性,同时验证了所提方法可以实现姿轨控制的同步收敛,对于空间相对运动的姿轨同步操作具有重要意义。     

基于浸入与不变理论的航天器姿态跟踪自适应控制

针对惯性参数不确定的航天器姿态跟踪控制问题，基于浸入与不变（I&I）方法设计出了一种新的姿态跟踪控制器。研究结果表明，传统的浸入与不变方法运用到姿态跟踪模型，存在参数回归矩阵不可积进而导致偏微分方程无解析解的问题。针对该问题，提出了一种对回归矩阵改造使其满足可积条件的方法，通过动态放缩技术消除了回归矩阵改造前后的差异对闭环系统稳定性的影响，设计出了一种新的航天器姿态跟踪自适应控制器。通过李雅普诺夫稳定性分析方法证明了所设计的控制器能够保证闭环系统的全局渐近稳定性。相对于已有的基于动态放缩法的浸入与不变控制器，设计了一种全新的缩放因子，使得控制器的执行不需要缩放因子的信息，并且也不需要惯量矩阵的先验信息。最后，仿真对比实验进一步验证了所设计控制器的有效性和优越性。     

基于干扰观测器的四旋翼无人机轨迹跟踪鲁棒控制

针对四旋翼无人机提出了一种基于干扰观测器的轨迹跟踪鲁棒控制算法。在外界气流干扰和内部模型参数不确定性的影响下,保证空间位置和偏航角可以快速平滑地跟踪参考信号。对于位置子系统,设计了自适应更新算法,对质量不确定性和气动干扰力进行抑制。设计了一个新颖的非线性干扰观测器,对未知气动干扰力矩进行观测。通过在控制输入中加入干扰力矩的观测值,保证姿态子系统能够以指数收敛速率跟踪中间指令信号。利用Lyapunov理论,证明了整个闭环系统全局渐近稳定。仿真结果表明,该控制器简单有效,对外界干扰具有较强的鲁棒性,同时对负载不确定性也具有自适应能力。     

空间非合作航天器抓捕后姿态抗干扰控制

针对空间非合作航天器抓捕后存在未知不确定惯性参数的柔性组合体姿态稳定控制问题,基于中间状态观测器设计方法提出了一种新的姿态稳定抗干扰控制方法,同时考虑了诸多扰动及控制输入受限问题。研究结果表明,传统的姿态稳定控制方法需要已知柔性航天器惯性参数信息及状态信息,上述信息未知情况下会使姿态难以高精度稳定控制,且容易导致控制输入不满足受限要求。针对该问题,考虑控制输入幅值及变化率受限前提,提出了一种基于中间状态观测器的抗干扰控制方法,通过引入辅助变量构造新型中间状态观测器,同时估计组合体状态信息及综合干扰,设计出了一种新的组合体姿态稳定抗干扰控制器。通过Lyapunov稳定性分析方法证明了所设计的控制器能够保证闭环系统的全局渐近稳定性。相比于已有的混合H₂/H_∞控制器,所提出的抗干扰控制器在应用时不需要柔性组合体的姿态及模态信息,并且也不需要惯性参数的辨识过程。最后,通过给定参数进行仿真对比,进一步验证了所设计控制器的有效性和优越性。     

存在物理约束的时变转动惯量航天器姿态控制

对存在角速度和控制输入有界的快速机动航天器姿态控制问题，设计了一种自适应双环姿态跟踪控制器。将虚拟有界角速度作为运动学方程的虚拟控制输入，使姿态控制问题降阶为角速度跟踪问题；构建递归自适应算法估计时变转动惯量及其微分，并基于障碍李亚普诺夫函数和线性回归算子，设计了角速度跟踪误差有界的变增益自适应姿态控制器。结果表明：该控制策略能使抓捕非合作目标航天器的姿态呈指数收敛到期望轨迹，且收敛轨迹不受外部干扰和抓捕瞬间的强干扰影响；在整个控制过程中，航天器的角速度小于0.4 rad/s，控制力矩小于10 N·m，满足了航天器对角速度和控制输入有界的物理限制。     

柔性航天器振动主动抑制及姿态控制

针对柔性航天器柔性附件振动主动抑制及姿态高精度快速稳定问题,研究了一种输入成形器（IS）-自适应有限时间干扰观测器（FDO）-有限时间积分滑模控制器综合的设计方法。首先,基于柔性模态的频率及阻尼信息,获得能够有效抑制柔性振动的输入成形器形式,并与系统参考输入进行卷积,得到期望参考输入;其次,基于航天器动力学模型,设计一种新型的自适应有限时间干扰观测器,避免了综合干扰上界必须已知的约束,且保证干扰估计误差有限时间收敛至零,实现对干扰及残余振动影响的快速精确估计;最后,基于观测器的估计值,设计多变量有限时间积分滑模控制器,保证对期望参考输入的高精度快速跟踪控制,并进行严格的稳定性证明。仿真结果表明,该综合设计策略能够保证柔性附件振动抑制75%,姿态稳定度达到10^-4数量级。     

输入饱和下多航天器分布式固定时间输出反馈姿态协同控制

研究有向通信拓扑结构下存在输入饱和时多航天器分布式固定时间输出反馈姿态协同控制问题。首先，针对只有部分航天器可以获得主航天器姿态和角速度状态信息问题，设计了一个固定时间主航天器状态观测器来观测主航天器状态信息。针对航天器无法测量自身角速度的情况，设计了一个固定时间航天器角速度观测器，实现了在固定时间内观测出航天器角速度信息。然后，基于固定时间主航天器状态观测器和固定时间航天器角速度观测器，设计一个固定时间输出反馈姿态追踪控制器，并证明了系统固定时间稳定性。此外，仿真结果也验证了所提控制策略的有效性。     

非合作航天器姿态接管无辨识预设性能控制

在对非合作航天器进行姿态接管控制时,可能面对目标航天器参数未知、构型改变引起的不确定性及目标施加的非合作控制输入等挑战。针对上述问题提出了一种基于预设性能控制理论的非合作航天器姿态接管控制方法。首先,建立了姿态跟踪运动的非奇异拉格朗日型模型;然后,利用跟踪微分器构造不包含角速度信息的广义状态量,设计无需参数辨识的非奇异预设性能控制器,并证明了系统状态变量的有界性和控制系统在预设的性能指标以内。最后,通过数值仿真验证了所提出方法的有效性及其对时变参数不确定性和非合作控制输入的鲁棒性。     

Fixed-time position coordinated tracking control for spacecraft formation flying with collision avoidance

In this paper, the fixed-time stability of spacecraft formation reconfiguration (position tracking) is studied. Firstly, a novel nonsingular terminal sliding mode surface is designed and based on which a fixed-time coordinated controller is designed to keep the closed-loop system states have a finite settling time bounded by some predefined constants. Secondly, another nonsingular terminal sliding mode surface is designed by combining the artificial potential function and the aforementioned sliding surface, which meets the mutual distance constraint during transition process among spacecraft when it is bounded. Then another coordinated controller with fixed-time observer considering mutual distance constraint is presented, which guarantees the closed-loop system states stable also in bounded settling time. Finally, simulation results are shown to validate the correctness of the proposed theorems. It is worth mentioning that the control schemes also work even though there is a properly limit on the control input.     

挠性航天器的退步直接自适应姿态跟踪控制

针对参数不确定的挠性航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种退步直接自适应控制算法。首先验证了挠性航天器动力学子系统的近似严格正实性,并设计了具有理想控制性能的参考模型;然后对以姿态四元数描述的运动学子系统设计常系数输出反馈中间控制律,使航天器姿态四元数输出渐近跟踪参考模型输出;最后退一步,对具有参数不确定特性的动力学子系统,基于非线性直接自适应控制理论和Lyapunov稳定性理论,设计了退步直接自适应姿态跟踪控制器,并证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明,所提控制方法能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的。     

A composite disturbance observer and H_∞ control scheme for flexible spacecraft with measurement delay and input delay

In this paper, the attitude control algorithm of flexible spacecraft with unknown measurement delay and input delay based on disturbance observer is designed. The influence of measurement delay and input delay on the attitude control system and disturbance observer is analyzed. The disturbance estimation error equation is transformed into a differential system with a pure delay. Then, the observer gain is chosen based on the 3/2 stability theorem to ensure the stability and disturbance attenuation performance of the pure delay system. Next, the controller gain is designed based on the Linear Matrix Inequality(LMI) approach to guarantee the stability of the composite system and achieve H_∞ performance with two additive delays. The simulation results show that the proposed method can improve the anti-disturbance ability of the attitude control system.     

航天器自适应快速非奇异终端滑模容错控制

针对存在外部干扰、转动惯量矩阵不确定、控制器饱和以及执行器故障的航天器姿态跟踪控制问题,提出了基于自适应快速非奇异终端滑模的有限时间收敛控制方案。通过引入能够避免奇异点的具有有限时间收敛特性的快速非奇异终端滑模面,设计了满足多约束的有限时间姿态跟踪容错控制器,并利用参数自适应方法使控制器设计不依赖于系统惯量信息和外部干扰的上界。此外,所设计的控制器显式考虑了执行器输出力矩的饱和幅值特性,使航天器在饱和幅值的限制下完成姿态跟踪控制任务,并且无须进行在线故障估计。Lyapunov稳定性分析表明：在外部干扰、转动惯量矩阵不确定、控制器饱和以及执行器故障等约束条件下,所设计的控制器能够保证闭环系统的快速收敛性,而且对控制器饱和与执行器故障具有良好的容错性能。数值仿真校验了该控制器在姿态跟踪控制中的优良性能。     

SE(3)上航天器姿轨耦合固定时间容错控制

针对相对运动航天器姿轨一体化控制问题,考虑执行器故障和控制输入饱和的影响,提出了一种基于滑模的模糊自适应固定时间容错控制方法。首先,在李群SE（3）的框架下建立并推导相对运动航天器姿轨一体化误差动力学模型;其次,引入执行器故障和控制输入饱和的问题,采用双幂次快速终端滑模面,并结合模糊自适应方法设计了固定时间稳定的容错控制器,可以实现执行器故障情况下相对运动航天器的高精度快速跟踪控制;然后,运用Lyapunov方法证明了系统的稳定性,该控制器不仅能不依赖于系统的初始状态实现滑模趋近和到达阶段的固定时间稳定性,而且由于采用模糊逼近方法结合自适应更新策略可以实时高精度地估计系统的总扰动信息,因此可以达到快速高精度的容错控制目标;最后,对所提出的的控制方法进行数值仿真分析,结果验证了该方法的有效性和可行性。     

Discrete time multiple spacecraft formation flying attitude optimal control in presence of relative state constraints

This paper addresses the challenge of synchronized multiple spacecraft attitude reorientation in presence of pointing and boundary constraints with limited inter-spacecraft communication link. Relative attitude pointing constraint among the fleet of spacecraft has also been modeled and considered during the attitude maneuvers toward the desired states. Formation fling control structure that consists of decentralized path planners based on virtual structure approach joint with discrete time optimal local controller is designed to achieve the mission’s goals. Due to digital computing of spacecraft’s onboard computer, local optimal controller based on discrete time prediction and correction algorithm has been utilized. The time step of local optimal algorithm execution is designed so that the spacecraft track their desired attitudes with appropriate error bound. The convergence of the proposed architecture and stability of local controller’s tracking error within appropriate upper bound are proved. Finally, a numerical simulation of a stereo imaging scenario is presented to verify the performance of the proposed architecture and the effectiveness of the algorithm.     

基于反步法的挠性航天器姿态镇定

利用反步法研究了一类挠性航天器的姿态镇定问题,提出一种基于模态观测器的反步控制设计方案.首先,构造挠性模态观测器对挠性模态变量及其变化率进行观测;其次,将角速度看成虚拟控制器,设计虚拟角速度镇定运动学模型与挠性模态变量组成的子系统;最后,利用反步法设计了一种非线性控制器使得角速度能够跟踪虚拟角速度,从而实现姿态镇定的目...