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。     

过驱动航天器飞轮故障重构与姿态容错控制

针对四反作用飞轮配置的刚体航天器执行机构故障以及外部干扰等问题,提出一种姿态容错控制分配算法。该方法通过设计滑模观测器,实现在有限时间内对执行机构故障与外部干扰的精确重构;特别地,应用Lyapunov稳定性理论证明了所设计的控制器能够在有限时间内实现对闭环姿态的全局渐近稳定控制,且该控制策略可实现对反作用飞轮故障与外部干扰的鲁棒性。此外,采用计算量较小的基序最优控制分配方法快速实现了期望控制力矩到四反作用飞轮指令控制力矩分配。最后,针对某型号航天器以及各种反作用飞轮故障进行数值仿真,仿真结果表明所设计过驱动航天器飞轮故障重构与姿态容错控制方法能够在线、及时、精准地完成故障重构与控制分配。     

基于遗传算法的挠性航天器大角度机动的变结构控制

为改善带挠性梁航天器大角度机动的变结构控制精度，在建立挠性系统动力学模型的基础上，基于喷气一飞轮执行机构工作模式，设计了简单易行的滑模变结构控制策略，并采用遗传算法(GA)优化了滑动平面和边界层厚度。仿真结果表明，优化后的控制器能对航天器的大角度机动进行有效控制。     

采用变惯量飞轮的航天器自适应姿态控制

变惯量飞轮(VIW)是一种新的航天器姿态控制执行机构。它不仅可以通过改变飞轮转速来提供控制力矩,还可以通过改变飞轮的转动惯量来实现这一目的。研究利用VIW的航天器自适应姿态跟踪控制问题。建立了以VIW为姿态控制执行机构的航天器姿态动力学模型,并设计了全局渐近稳定的自适应姿态跟踪控制律。该控制律可在航天器惯量参数未知的情况下准确跟踪给定姿态,并同时估计系统的惯量参数。在VIW的操纵律中,以VIW的转速为权重依据来分配VIW的两种模式的控制力矩,以使VIW的惯量模式输出较大的控制力矩并有效降低飞轮转速。数值仿真结果验证了系统的有效性。     

SGCMG控制的三轴稳定航天器姿态动力学建模

建立以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为航天器控制执行机构的三轴稳定航天器动力学模型。首先建立SGCMG控制的航天器姿态动力学方程;然后分析了SGCMG的多种组合构形及其雅可比矩阵的奇异性问题;最后介绍了几种常用的避免奇异性的方法。     

控制输入饱和的挠性航天器姿态机动智能鲁棒控制

针对挠性航天器带有执行机构饱和的姿态控制问题,提出了一种将自适应变结构和智能控制相结合的智能鲁棒控制方法。首先,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,针对挠性模态不可测的特点,给出了仅利用输出信息的智能自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,其中利用神经网络控制来补偿执行机构饱和非线性和采用自适应控制技术克服确定不确定性的界的困难,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及系统的稳定性。最后,将该方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,在反作用飞轮存在饱和特性约束的情况下,完成姿态机动的同时,可有效地抑制挠性附件的振动。
     

欠驱动挠性航天器的全姿态控制

考虑欠驱动挠性航天器姿态控制问题,其中执行机构配置为两轴喷气和飞轮执行机构。提出了“喷气消旋＋飞轮机动”的分段控制方法,其基本思想是：首先利用喷气推进执行机构使航天器整星角动量趋于零,为飞轮控制做准备;然后利用飞轮执行机构使航天器从任意姿态转向指定姿态并维持。针对“喷气消旋”,说明了提出的控制规律能够保证航天器角动量全局渐近收敛于任意小量;针对“飞轮机动”,证明了航天器全姿态具有大范围渐近稳定性;针对“喷气消旋＋飞轮机动”的完整过程,采用扰动系统理论分析了闭环控制系统的大范围终端有界性。     

基于观测器的航天器执行机构失效故障重构

针对刚体航天器在轨运行时存在执行机构失效故障和外部干扰问题,提出了一种基于观测器的故障检测与重构方法。该方法运用迭代学习技术,利用上一步的执行机构故障观测信息来估计当前的故障信息,并最终实现故障的精确重构。此外基于Lyapunov方法从理论上证明了此故障诊断方法能够实时、在线地实现对常值、时变甚至随机型的执行机构失效故障的重构,并且对外干扰力矩具有一定的鲁棒性。最后,仿真结果验证了该方法的有效性。
     

复杂挠性航天器转动惯量在线辨识算法研究

针对复杂航天器的质量特性辨识问题,将复杂挠性航天器作为研究对象,以控制力矩陀螺为执行机构,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的一种复杂航天器转动惯量矩阵的辨识方法。辨识过程中,考虑柔性附件振动对航天器姿态的影响,设计动态滑模闭环控制策略使航天器姿态稳定在期望的位置范围内,快速辨识出航天器的转动惯量矩阵。仿真结果表明:设计的辨识方法收敛速度快,主惯量的辨识误差小于2%。     

基于归一化神经网络的航天器自适应姿态跟踪控制

针对以变速控制力矩陀螺（VSCMGs）为姿态控制执行机构的航天器在同时考虑惯性参数和执行机构不确定性情况下的姿态跟踪控制问题,提出了一种基于归一化神经网络的自适应姿态跟踪控制方法。设计一个非线性反馈控制器作为航天器姿态控制的基本控制器,利用归一化神经网络设计补偿控制器,用以在线估计和消除包含系统不确定参数的未知不确定函数的影响,避免了标准自适应控制方法需要进行大量不确定参数估计的缺陷。采用神经网络输入归一化技术,简化了闭环系统复杂的稳定性分析过程。理论分析证明了闭环系统的稳定性和姿态跟踪误差的收敛性。仿真结果表明,所提出的控制方法能满足航天器在惯性参数和执行机构不确定性及外干扰存在情况下的高精度姿态跟踪控制要求。
     

带移动滑块的太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

针对以移动滑块为控制执行机构的太阳帆航天器,基于拉格朗日分析力学建立了航天器—滑块两体系统非线性耦合动力学模型.为简化控制律设计,将控制回路分为内外环,并分别设计控制律.外环以航天器姿态为受控变量,滑块位移为控制输入;内环以滑块位移为受控变量,滑块驱动力为控制输入.最终将控制律代入系统原非线性模型,以行星际太阳帆航天器姿态控制任务为例进行数值仿真.仿真结果表明,以移动滑块为执行机构,采用所设计控制律,可以实现太阳帆航天器快速姿态调整及长期姿态保持.     

带移动滑块太阳帆航天器姿态控制技术研究及仿真

针对以移动滑块为控制执行机构的太阳帆航天器,基于拉格朗日分析力学建立了航天器-滑块两体系统非线性耦合动力学模型。分外环和内环回路,各自设计了基于增益调度的变增益LQR控制器和带非线性补偿的PD控制器。建立ADAMS实体仿真模型,在MATLAB/Simulink软件中建立姿态控制系统仿真平台,以行星际太阳帆航天器轨道转移过程中姿态控制任务为例进行ADAMS-MATLAB动力学联合仿真实验。结果表明:设计的控制律能有效抑制光压干扰力矩对航天器姿态的影响,可实现太阳帆航天器的大角度快速姿态机动及长期姿态稳定。     

一种航天器姿态控制与振动抑制的优化设计方法

针对采用分布式角动量交换执行机构的挠性航天器,提出一种基于优化策略的姿态控制及振动抑制方法。考虑不同执行机构安装节点处采用相同的控制律,姿态控制和振动抑制问题可以转化为控制器参数的确定问题。姿态控制性能通过控制器参数的等式约束实现,振动抑制通过极小化包含各执行机构安装节点处振动状态的指标函数实现。求解优化问题获得控制律参数后,不同执行机构节点分别输出力矩以完成姿态控制及振动抑制任务。该方法同时处理了姿态控制及振动抑制问题,且可以实现振动抑制指标的最优,对分布式系统的控制设计具有较大的参考价值。仿真结果表明该方法可有效完成挠性航天器的姿态控制,并具有良好的振动抑制效果。     

基于ILLE和SVM的卫星执行机构系统故障检测与定位

针对某超高指向精度要求的卫星平台,采用增量式局部线性嵌入(ILLE)与支持向量机(SVM)结合的方法,研究系统配置的多组磁伺服机构的故障检测与故障定位技术。在分析执行机构故障模式以及故障影响的基础上,采用LLE算法实时提取并更新与故障相关的卫星姿态控制系统高维信息,对其进行降维及特征提取,实现执行机构系统故障检测。当检测到故障时,提取执行机构系统输入输出信息,利用支持向量机(SVM)方法进行故障定位。该方法无需采集离线数据生成样本集,直接利用卫星姿控系统产生的在线故障特征数据集进行故障检测,并能根据故障检测结果,有效地实现卫星姿控系统执行机构的故障定位。算例仿真结果验证了所提方法的有效性。     

网络化飞行器执行机构故障自适应容错控制

针对存在随机短时延和外部干扰的网络化飞行器执行机构故障问题,提出了一种自适应容错控制方法。首先利用扩张状态观测器(Extended State Observer, ESO)对系统不确定性进行估计,并构建了自抗扰控制器对不确定性进行补偿。在此基础上,设计了一种基于跟踪误差的自适应容错控制方法。当执行机构发生未知故障后执行机构指令能自适应逼近设计值,使得重构的控制系统精确跟踪参考模型。最后利用Lyapunov函数方法证明了闭环控制系统的有界稳定。数值仿真校验了所提方法的有效性。     

挠性航天器旋转机动的变结构控制

本文研究在控制器能量受限条件下，一类挠性航天器旋转机动的控制问题。考虑刚性主体上带有挠性粱的航天器，并假定它在一平面内作旋转运动。本文针对航天控制工程中执行机构的工作模式，基于系统的无穷维模型，设计了简单易行的变结构控制方案，并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。     

考虑执行器安装偏差时航天器姿态稳定的控制分配

针对存在执行机构安装偏差和外干扰的航天器姿态控制问题,提出一类基于反步法的自适应滑模控制策略,该方法在实现姿态控制快速性和高精度的同时,能有效地避免因执行机构安装偏差引起的不确定性所导致的控制奇异现象。在此基础上,考虑到执行机构冗余特性,进一步提出一种基于能量最优约束二次规划的动态控制分配算法来完成期望指令到执行机构的指令分配,克服了传统伪逆法难以考虑的控制力矩位置和速度约束,减少了系统功耗,实现了分配后控制力矩的平稳性和能量最优。最后,将提出的控制方案应用于某型轮控刚体航天器的姿态稳定任务中,仿真结果验证了提出方法的可行性、有效性。     

采用单框架控制力矩陀螺和动量轮的航天器姿态跟踪控制研究

研究利用单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)和动量轮(MWs)组成的混合执行机构,完成航天器的姿态跟踪控制。由于现有的奇异避免操纵律无法保证SGCMGs的完全可控,而且无法精确地输出指令力矩,本文提出一种SGCMGs & MWs的混合执行机构方案。首先建立了带有混合执行机构的系统动力学模型,并基于此模型设计了姿态跟踪控制律。然后利用奇异值分解的方法将指令控制力矩进行分解,并分别分配给SGCMGs和MWs,从而当SGCMGs接近奇异时,使MWs输出沿奇异方向的指令力矩。在完成指令力矩分配后再分别设计SGCMGs和MWs的操纵律。数值仿真结果表明,利用此混合执行机构能够实现力矩的准确输出,并且SGCMGs在奇异时仍然可控,从而验证了所设计操纵律的有效性及此方案的可行性。
     

柔性航天器姿控执行机构微振动集中隔离与分散隔离对比研究

姿控执行机构高速旋转诱发的微振动会降低柔性航天器姿态稳定度。为实现高稳指向,文章研究了姿控执行机构的集中隔振与分散隔振技术。首先建立包含隔振器的柔性航天器姿态动力学模型;然后仿真研究航天器在作大角度机动和稳定控制两种工况下,姿控执行机构的两种隔振方案的性能,并进行了对比分析。研究结果表明:航天器进行大角度机动时,对于高刚度隔振器,两种隔振均具有稳定性,并且指向控制性能相似;对于低刚度隔振器,集中隔振较分散隔振容易失稳;在稳定控制工况下,对于高刚度隔振器和低刚度隔振器,两种隔振性能基本一致。     

航天器姿态预设性能控制方法综述

针对存在不确定惯量矩阵及其它未知不确定性(如执行器故障、航天器结构发生突变等)下的航天器姿态控制问题，综述了预设性能控制及其应用的研究进展。首先阐释了预设性能控制方法的基本内涵及其关键步骤；然后分析总结了现有航天器姿态控制以及预设性能控制研究的基本概况与发展趋势；最后面向未来复杂化、智能化的空间任务对航天器控制系统提出的新需求，提出航天器预设性能控制值得研究的问题和方向。