力矩输出能力最优化混合执行机构操纵律设计

当航天器执行高动态敏捷机动或者姿态动态跟踪控制等任务时，常使用控制力矩陀螺（control moment gyroscope，简称CMG）和飞轮（reaction wheel，简称RW）构成的混合执行机构来提供大力矩。提出了基于力矩输出能力最优化的混合执行机构操纵律，从几何角度出发，给出了力矩输出能力最优的CMG框架角速度和RW角加速度，通过引入参数，并讨论参数的设置的最优，使得框架转速误差和输出力矩误差的混合二次型达到最小，保证了混合执行机构在输出力矩误差最小的情况下，力矩输出能力最优。以金字塔构型的CMG集群和正交的RW集群构成的混合执行机构为例，对基于力矩输出能力最优化的混合执行机构操纵律进行合理化分析，证明了引入参数的作用，并且证明了混合执行机构不存在CMG奇异情况。仿真结果表明，基于力矩输出能力最优化的混合执行机构操纵律解决了CMG奇异的问题并使得RW不陷入饱和，输出力矩误差较小，输出力矩能力强，能够应用于航天器大角度机动任务。     

采用退步方法设计的航天器姿态倾斜机动控制

采用退步控制方法设计航天器姿态倾斜机动控制律.中间控制律采用了微分方程的形式,避免了传统退步控制方法中,对中间控制律进行的解析求导.在此基础上,采用了2种方法通过推迟控制力矩峰值出现的时间来减低对执行机构输出控制力矩最大值的要求: ①改变中间控制律的积分初值;②采用跟踪性能相对较差的角速度控制律.尽管第2种方法的控制律的稳定性取决于控制器的参数,但可明确限定控制力矩的最大值.仿真结果证实了所提出控制律的有效性.      

基于干扰补偿的导弹增量式动态逆容错控制方法

针对导弹飞控系统存在外部干扰、执行机构故障等问题,运用一种鲁棒增量式动态逆被动容错控制方法,以避免主动故障诊断带来的计算效率问题,同时实现飞行姿态的可靠安全控制。针对外部干扰及执行机构故障等控制系统不确定性,建立导弹三通道姿态控制模型,基于干扰观测器对不确定性进行估计与补偿设计终端滑模控制律。为进一步增强导弹姿态控制系统的鲁棒性,给出导弹增量式动态逆容错控制律,结合终端滑模控制设计干扰补偿的增量式动态逆终端滑模控制律,并对系统残差进行分析比较。某典型全弹道姿态跟踪任务仿真表明,该方法在故障未知的情况下仍然保持姿态跟踪特性与容错能力,实现导弹姿态鲁棒精准快速控制。     

航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法

航天器姿态指向跟踪(APT)技术是近年来引起深入研究的关键技术之一,设计一种自适应滑模控制律,通过设计自适应律考虑有界干扰力矩和转动惯量不确定因素的影响,同时使用滑模控制设计方法保证控制算法的鲁棒性,用双曲正切函数代替符号函数来克服滑模控制中存在的抖振问题,实现受控航天器的某个指向(相机或天线)保持对运动目标的跟踪.控制方案采用修正罗德里格斯参数(MRP)描述航天器姿态,用喷气推力器作为航天器的姿态执行机构.仿真结果显示了控制律的有效性.     

导弹增量式自适应容错控制系统设计

导弹在实际飞行中存在气动参数不确定、执行机构故障等问题,从而对导弹飞行控制系统稳定性与操控能力造成严重影响。为此,设计一种增量式自适应容错控制方法,在实现导弹安全控制的同时,兼顾姿态控制算法时效性与可靠性。建立面向控制的三通道耦合姿态动力学模型;考虑系统不确定性和执行机构故障,基于增量式动态逆方法设计导弹被动容错控制律;基于自适应滑模控制与增量式动态逆方法,设计增量式动态逆自适应容错控制律,并对系统残差进行分析比较;通过某典型全弹道姿态跟踪任务,验证舵面故障下的姿态跟踪特性。仿真结果表明:所提方法在故障未知的情况下,能够保证飞行控制系统的鲁棒性与容错能力,实现导弹的安全可靠控制。      

一种柔性可展桁架结构的主动振动抑制技术

针对柔性可展桁架结构的主动振动抑制问题,提出一种采用作动执行机构的主动振动控制方法。首先基于模态综合方法建立智能柔性可展桁架结构的动力学模型,然后采用动态滑模控制律设计了主动振动控制器,并基于遗传算法对作动执行机构的布局配置进行优化,最后通过数学仿真验证,仿真结果表明了方法的有效性。     

控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用

根据天宫一号目标飞行器的特点及交会对接任务需求,天宫一号目标飞行器选择单框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构,这是控制力矩陀螺首次在国内航天器上应用．阐述了单框架控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用,主要包括四个方面：构形选择、操纵律设计、角动量卸载、故障诊断与重构．天宫一号目标飞行器控制力矩陀螺系统采用五棱锥构形,其操纵律设计为带零运动的伪逆操纵律,控制力矩陀螺系统具备故障诊断和重构功能．     

大椭圆轨道卫星交会高轨目标的高精度视线跟踪控制

针对大椭圆轨道卫星交会高轨卫星期间的相对姿态指向控制需求,提出了一种采用混合执行机构的快速、高精度视线跟踪姿态控制的方法.首先根据相对姿态控制流程设计了执行机构的配置,结合采用喷气推力器和角动量交换装置卫星的姿态动力学模型,推导了用相对四元数描述的视线运动学方程.其次,针对交会快速接近段的姿态快速机动要求设计了一种喷气相平面控制律,针对最近交会段的高精度高稳定度视线跟踪要求设计了一种鲁棒滑模控制律.最后设置了一个算例,仿真结果表明:相对距离100 km以内快速交会阶段的视线跟踪控制精度达0.005 3°,从而验证了整套控制算法的有效性.     

基于LQR的小卫星磁姿态控制设计

 研究仅采用磁力矩器作为执行机构的近地小卫星姿态控制问题。通过对刚体卫星的非线性动力学和运动学方程在平衡点处进行线性化处理,得到一个线性周期时变系统,应用线性二次最优调节器理论设计出最优磁矩控制律。最后针对某小卫星进行了仿真验证,结果表明所设计的最优控制律可以很好地完成三轴姿态稳定任务。     

基于模型的数字式电液作动器智能控制方法

本文针对数字式电液作动器的位置控制展开研究,提出了一种基于模型的算法,能够实时的对数字式电液作动器系统的状态进行预测,根据预测的状态完成位置控制。在阀脉冲宽度调制(Pulse Width Modulation, PWM)方法和脉冲数量调制(Pulse Number Modulation, PNM)方法的基础上,改进了数字阀系统的控制方法。建立了完整的数字式电液作动器系统的模型,通过软件联合仿真得到作动器的控制结果。最终结果表明：采用基于模型的算法,能够使得作动器的追踪精度达到0.5mm。与传统方法相比,此方法逻辑简单,可行性强,控制效果较好。     

基于扩张状态观测器的运输机多故障容错控制

针对含有传感器与舵面故障的运输机姿态跟踪问题, 提出了一种基于扩张状态观测器的反步容错控制方法。采用状态观测器与控制器分开设计的方法, 设计含神经网络的扩张状态观测器估计系统状态、传感器和舵面故障信息。在此基础上, 利用状态估计值代替实际状态, 采用反步法设计姿态角跟踪控制律, 并引入指令滤波器提高反步法的控制性能, 基于Lyapunov稳定性理论推导证明了闭环系统跟踪误差的最终有界收敛。仿真结果表明, 在系统存在传感器与舵面多故障的条件下, 所提方法依然可以实现运输机姿态角的稳定跟踪。      

Constrained adaptive fault-tolerant attitude tracking control of rigid spacecraft

A saturated fault-tolerant attitude tracking controller for disturbed rigid spacecraft is derived using nonlinear state feedback control method. The proposed controller achieves the constraints of control inputs by directly using the bounded function instead of the traditional saturation compensator technique, and the active tolerance to the partial loss of actuator effectiveness is also achieved by directly using the known bounds of the actuator faults in the controller. Specifically, compared with the traditional saturated control methods, a continuously bounded nonlinear function in the proposed controller is used to guarantee that the actuator outputs are smoothly bounded under the prescribed constraints. Based on some properties of the attitude tracking dynamics, the proposed controller can ensure the attitude tracking errors converge to small neighborhoods of zero via stability analysis in the Lyapunov framework. Simulation results are presented to illustrate the effectiveness of the control scheme.     

执行器故障下无人机-无人车异构编队控制

针对存在执行器故障的无人机-无人车异构系统,研究了编队跟踪容错控制问题。首先,异构系统采用有向图的拓扑结构,且并非所有无人机/车都能接收到参考信号,故在充分考虑无人机/车运动学模型存在较大差异的前提下,设计了一种针对两类系统都通用的分布式信号估计器来获取参考信号的信息。然后,基于参考信号估计值,利用鲁棒自适应控制理论,提出了形式统一的分布式容错控制协议。该协议无需获取精准故障信息,就能有效地补偿故障对异构系统性能的影响,确保异构系统在故障情况下仍能按照预先设定的编队构型跟踪上外界参考信号。最后,通过仿真试验验证了所提算法的有效性。     

高超声速飞行器抗饱和鲁棒自适应切换控制

针对高超声速飞行器执行机构饱和的控制器设计问题,提出一种多回路抗饱和鲁棒自适应切换控制方法. 首先针对高超声速飞行器的运动模态在频率上表现出显著的分离特性,将状态变量分开不同的回路设计;然后对受执行机构饱和影响明显的状态设计参考切换系统,从而降低模型和控制器参数设计的复杂性,将一系列可能导致执行机构饱和的事件视作切换信号,选定参考切换模型及鲁棒自适应控制器,保证控制输入不达到饱和状态,并通过多李亚普诺夫函数方法和线性矩阵不等式分析了控制器的稳定性. 仿真结果表明了控制方案的有效性,在存在执行机构失效故障和干扰的情况下,系统状态可良好的跟踪参考状态且控制输入小于执行机构限幅.     

Adaptive sliding mode fault-tolerant control for satellite attitude tracking system

In this paper, an adaptive modified sliding mode control approach is developed for attitude tracking of a nano-satellite with three magnetorquers and one reaction wheel. A sliding variable is chosen based on finite-time convergence of the nano-satellite attitude tracking error and avoiding the singularity of the control signal. The control gain of the proposed method is developed adaptively to reduce the tracking error and improve the closed-loop control performance. The sliding variable and adaptive parameter are also employed in the reaching phase of the control law to decrease the chattering phenomenon. In addition, the finite-time convergence of attitude variables in the presence of actuator faults, inertia uncertainty, and external disturbances is proved using the extended Lyapunov theorem. The simulations are conducted to evaluate the performance of the proposed method according to different evaluation criteria. Monte Carlo simulations are also used to survey the reliability of the system in the presence of the mentioned condition.     

非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法

临近空间飞行器在稀-稠大气过渡阶段且反推力矢量装置(Reaction Control System, RCS)有剩余燃料的情况下,RCS对于非冗余舵面的故障补偿与在线重构具有重要意义。基于此,本文研究了针对非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法,以实现飞行器的安全可靠控制。首先,建立了执行机构故障等不确定影响下的姿态控制模型;其次,针对舵面故障给出了基于残差观测的故障检测与自诊断方法,设计了RCS与舵面复合故障的分离诊断策略;然后,基于非线性比例-微分控制及故障诊断信息,设计了舵面故障补偿的自愈控制器;同时,基于RCS故障喷管序列判定,设计了复合故障下RCS在线重构的自愈控制器。最后,通过某典型全弹道姿态跟踪数值仿真,验证了该方法的有效性及可靠性。     

ESO-based event-triggered attitude control of spacecraft with unknown actuator faults

An event-triggered control strategy based on extended state observer (ESO) is proposed for the attitude tracking problem of small plug-and-play spacecraft with uncertain inertia parameters, external disturbances, and actuator faults. A simplified controller is developed based on the angular velocity and the general disturbances estimated by the provided ESO using the information of the system inputs and the angular velocities. In the designed event-triggered sampling mechanism, a state-dependent event-triggered strategy determines the triggering instant of the controller to reduce the frequency of information transmission between the controller and the actuator. In comparison with the previous literature, this paper considers uncertain inertia parameters, external disturbances, and actuator faults as general disturbances estimated by ESO, especially for the actuator faults. The inputs of ESO are the error of the angular velocities, which can simplify the controller design. Moreover, the designed ESO can effectively attenuate the influence of measured noises generated by the gyroscopes. The proposed event-triggered policy balances the performance of event-triggering and the control stability performance, which reduces the final state convergence regions without increasing more triggering times compared to existing studies. Furthermore, the investigated policy achieves Zeno-free triggering. Numerical simulations verify theoretical results.     

基于比例积分强跟踪滤波器的故障估计

研究了线性系统执行机构和敏感器的故障估计方法．基于比例积分观测器具有同时估计系统状态和故障大小的能力,将比例积分观测器和强跟踪滤波器相结合,组成比例积分强跟踪滤波器来估计执行机构和敏感器故障,这种方法增强了对突变故障的快速跟踪能力．在系统发生故障时,比例积分强跟踪滤波器不仅能够快速检测、定位故障,而且还能估计出故障的大小．以某卫星为例,将此方法应用于推力器和陀螺的故障估计,并通过仿真验证了这种方法的有效性．