挠性卫星姿态的有限时间终端滑模稳定控制

针对挠性航天器的姿态稳定控制问题,提出了一种基于双幂次趋近律的终端滑模有限时间控制方法,该方法考虑了卫星运行过程中受到的环境干扰和刚柔耦合问题.首先,采用非线性干扰观测器和超螺旋观测器分别估计了外干扰力矩和星上传感器无法敏感的角加速度信息.其次,采用双幂次趋近律,设计了一种终端滑模控制器,并基于Lyapunov方法证明了系统的全局稳定性.仿真结果表明,所提方法在有效抑制挠性附件结构振动响应的同时,快速、高效的实现了卫星姿态的有限时间稳定控制.     

柔性空间机械臂在轨操作仿真与分析

针对挠性航天器利用柔性空间机械臂在轨操作目标进行分析.首先利用Kane方程和假设模态法对挠性航天器上安装有柔性空间机械臂的系统进行动力学建模.其次,采用修正的罗德里格斯参数描述机械臂末端相对服务航天器的姿态,利用五次多项式对机械臂末端的相对位置与姿态进行规划,并将目标航天器的相对运动进行补偿,基于雅克比矩阵的广义逆求解机械臂关节运动规律.然后,将反馈控制与扩张状态观测器结合,分别设计了航天器姿态稳定控制器和机械臂轨迹跟踪控制器.最后,对柔性空间机械臂捕获目标航天器以及安装模块的过程进行闭环数值仿真,结果表明,所设计的控制器能够使机械臂跟踪期望轨迹,同时使得航天器姿态趋于稳定,机械臂可以较高精度完成在轨操作.     

充液挠性航天器姿态机动终端滑模控制

对存在未知外界干扰、参数不确定问题的刚–液–柔多体耦合航天器姿态控制进行了研究。将液体燃料的晃动等效为球摆模型，挠性附件假设为欧拉–伯努利梁，运用拉格朗日方法建立航天器的动力学方程。将外界干扰、航天器转动惯量的参数不确定性以及液体晃动和挠性附件振动带来的耦合干扰归结为集总干扰，设计干扰观测器对其进行补偿；在干扰观测器的基础上，设计一种模糊滑模控制律。在原有的终端滑模控制基础上采用模糊控制对切换增益进行改进，达到抑制系统抖动的目的。数值仿真结果表明：所设计的模糊终端滑模控制律不仅能够实现充液挠性航天器的姿态机动，而且能够有效抑制液体晃动和挠性附件的振动，具有更好的控制性能。     

转动惯量存在不确定性的挠性航天器动态自适应滑模姿态控制

针对存在转动惯量不确定性和外部干扰的挠性航天器,首先构造了一个部分状态观测器估计挠性模态,然后设计自适应律对转动惯量不确定性和外部干扰组成的函数的上界进行估计。最后,在设计的观测器和自适应律的基础上,建立了挠性航天器的基于部分状态观测器的自适应滑模姿态稳定控制律。采用Lyapunov方法证明了在挠性航天器存在转动惯量不确定性和外部干扰时, 所设计的自适应滑模姿态控制律能使闭环航天器姿态系统稳定。最后, 通过数值仿真例子验证了所提出方法的有效性。     

挠性航天器掠飞观测目标时的建模与控制

针对挠性航天器掠飞观测目标时的建模与控制问题,提出了一种期望姿态运动规律解析模型和输出反馈自适应滑模控制律.通过定义期望姿态坐标系,将挠性航天器掠飞观测目标时的姿态指向运动转化为坐标系旋转运动.基于绝对轨道递推,推导出其掠飞观测目标时的期望姿态运动规律解析模型,进而建立了挠性航天器观测目标时的相对姿态动力学模型.在此动力学模型基础上,考虑惯量不确定性、挠性模态不可测和未知有界干扰,基于Lyapunov稳定性原理设计了含有惯量自适应律和挠性模态观测器的滑模控制律,给出了全局渐近稳定性证明.数值仿真结果表明,所建模型和设计控制律是有效的.     

带干扰补偿的挠性航天器变结构输出反馈控制

 研究了在控制量受限的情况下,挠性航天器的变结构输出反馈和干扰补偿的控制方法。在控制律的设计中,用变结构输出反馈控制来抑制挠性附件的振动,用扩展状态观测器对系统的不确定性和干扰力矩进行估计并给予实时补偿。仿真结果验证了该方法的有效性。     

基于扩张状态观测器的航天器自适应姿态控制

针对航天器三轴姿态大角度机动时动力学特性耦合强烈的情况,同时考虑外界干扰及执行器的不确定性,根据扩张状态观测器的相关理论,提出了航天器姿态机动的一种自适应输出反馈控制策略。首先,采用动量矩定理和欧拉法建立了航天器的姿态动力学模型。然后,在此基础上,利用扩张状态观测器能够准确地获取航天器三轴间非线性耦合及其他未知的外界干扰信息的能力,设计了一种仅需要姿态角测量值的自适应输出反馈控制律,使航天器在大角度姿态机动的同时能够通过自适应律补偿控制力矩的输出偏差。仿真结果表明,在多种任务模式下,航天器都可以很好地完成姿态机动任务,从而验证了控制律的正确性和有效性。     

多体航天器姿态机动的终端滑模复合控制方法研究

研究了带有多种运动附件的航天器姿态复合控制问题.选取典型的两刚体对象建立了完整的动力学模型,简要分析了本体与附件的耦合关系.针对标称本体动力学方程,设计了有限时间干扰观测器估计附件对本体的耦合扰动以及外部环境干扰,在终端滑模控制器中进行主动补偿,利用扩展的Lyapunov稳定性定理证明了本体控制系统的有限时间收敛性;为减小本体机动对附件指向的影响,在附件控制器中引入对本体角加速度的补偿.仿真结果表明,所设计的复合控制系统能够较好地估计并且补偿系统的总干扰,具有较高的控制精度和较快的系统响应.     

多体航天器姿态机动的终端滑模复合控制方法研究

研究了带有多种运动附件的航天器姿态复合控制问题.选取典型的两刚体对象建立了完整的动力学模型,简要分析了本体与附件的耦合关系.针对标称本体动力学方程,设计了有限时间干扰观测器估计附件对本体的耦合扰动以及外部环境干扰,在终端滑模控制器中进行主动补偿,利用扩展的Lyapunov稳定性定理证明了本体控制系统的有限时间收敛性;为减小本体机动对附件指向的影响,在附件控制器中引入对本体角加速度的补偿.仿真结果表明,所设计的复合控制系统能够较好地估计并且补偿系统的总干扰,具有较高的控制精度和较快的系统响应.     

挠性充液航天器复合自适应姿态机动控制

主要研究了刚-挠-液耦合航天器的大角度姿态机动问题.将液体燃料的晃动等效为二阶的弹簧质量模型,挠性帆板假设为欧拉-伯努利梁,考虑外部未知干扰力矩、系统的状态变量不可见以及姿态机动引起的液体晃动及挠性体振动的抑制问题,结合模糊控制和输入成型技术,设计了一种基于Lyapunov第二法的自适应输出反馈复合控制方法.其中模糊控制器用于动态优化复合控制器内的参数,增强其鲁棒性;多模态的输入成型前馈控制器用于抑制液体晃动和挠性附件振动的位移响应.数值模拟给出了各状态变量的时间历程图,仿真结果显示复合控制器在实现姿态跟踪误差渐近收敛的前提下明显地减小了液体晃动及挠性附件振动的位移响应,验证了本方法的有效性.     

基于摄动模型的挠性航天器姿态控制系统设计

为了完成挠性航天器高精度姿态控制任务,首先采用摄动法分析了挠性航天器动力学方程,得到相应的0阶和1阶动力学系统.针对0阶非线性时不变系统,同时考虑到转动惯量不确定性和干扰,对已有的非线性直接自适应控制律进行改进,设计PI(Propor-tional-Integral)型参数自适应律,以提高姿态控制精度,同时给出了稳定性证明.针对1阶系统设计PI控制器及PPF(Positive Position Feedback)控制器,以有效抑制挠性结构振动.仿真结果表明,在采用摄动法对动力学方程分析的基础上设计姿态控制系统,可以有效完成挠性航天器高精度姿态控制任务.     

带有不确定参数的挠性航天器机动控制

将输入成型技术与闭环反馈控制结合设计,实现航天器机动控制中挠性附件的振动抑制.针对挠性航天器姿态机动过程中,系统惯量、模态矩阵等参数的不确定性对输入成型器抑制挠性附件振动的影响,提出基于最大允许残余振动的输入成型器建模参数的计算方法,并量化分析不确定参数对挠性附件振动的影响,为选择合适的成型器提供定量的理论依据.该方法可降低传统输入成型器设计的保守性,有利于提高控制性能.仿真结果表明,将系统存在的不确定参量考虑在内,系统振动抑制效果要优于不考虑的情况.     

近距离星间相对姿轨耦合动力学建模与控制

针对在轨服务过程中近距离星间相对位置以及相对姿态精确控制的问题,考虑相对姿态与相对轨道之间的耦合作用,建立星间相对姿轨耦合动力学模型.提出编队星相对基准星进行接近绕飞的任务需求,给出相对姿态以及相对轨道的期望状态.设计相对姿态轨道联合控制算法对相对姿态和轨道进行联合控制.仿真结果表明,所设计的控制算法能够很好地抑制相对姿态与相对轨道的相互影响作用,最终实现编队星对基准星的精确指向绕飞运动.     

柔性航天器IPACS建模与动力学分析

利用拟坐标下的拉格朗日方程和动量矩定理,建立了带变速控制力矩陀螺群(VSCMGs,Variable Speed Control Moment Gyroscopes)的柔性航天器的能量/姿态一体化控制系统(IPACS, Integrated Power/Attitude Control System)的动力学模型,该模型适合于姿态控制律设计及VSCMGs操纵律设计.采用动量管理和VSCMGs构型选取相结合的方法,有效地避免了VSCMGs设计时可能出现的奇异问题.分析了采用VSCMGs的柔性航天器IPACS中的动力学耦合问题,并以某大型航天器为例进行了数值仿真.分析和仿真结果显示出,当VSCMGs的力矩轴接近(或陷入)奇异或进行储/放能切换时,VSCMGs都会对柔性附件造成显著影响.      

空间非合作目标的逼近控制仿真研究

近距离的相对运动逼近过程是空间在轨服务中非常重要的一个阶段.对该过程的动力学与控制过程开展研究,建立服务航天器向目标航天器逼近过程中的相对姿态运动模型和相对位置运动模型,在目标航天器本体坐标系下,采用直线逼近制导律,基于经典的比例-微分控制律对逼近过程中的相对运动状态进行跟踪控制.最后,建立Simulink动力学模型并开展仿真分析,仿真结果表明六维相对运动模型的可靠性以及控制方法的有效性.     

挠性卫星轨控期间动力学与姿态控制

卫星轨道控制期间,轨道控制推力会激振挠性太阳帆板,从而也影响卫星的姿态。用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系。根据姿态控制推力器的输出特性,设计了轨道控制期间卫星姿态控制方案。通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响,验证了轨控期间姿态控制方案的有效性。     

充液航天器大角度机动自适应无源控制

研究了基于自适应无源控制的三轴稳定充液航天器大角度姿态机动问题.将液体晃动等效为黏性球摆模型，利用动量矩守恒定理推导出充液航天器耦合动力学方程.针对陀螺故障及无陀螺配置导致航天器姿态无角速度测量的情况，同时考虑存在外部未知干扰、转动惯量不确定性以及液体晃动位移不可测量的特性，设计自适应输出反馈无源控制，其中自适应更新律用于补偿外部未知干扰和估计液体晃动的位移变量.利用Lyapunov方法和LaSalle不变引理，证明该控制律不但可以保证闭环系统渐进稳定，而且可以保证二个期望平衡位置均达到稳定.仿真结果验证了本文控制方法的有效性.      

Adaptive predefined-time control for liquid-filled flexible spacecraft attitude stabilization during orbit maneuver

A predefined-time attitude stabilization for complex structure spacecraft with liquid sloshing and flexible vibration is investigated under input saturation during orbital maneuver. First, the attitude dynamics model of liquid-filled flexible spacecraft is constructed. Meanwhile, the influence of solar panel vibration and liquid sloshing is treated as a disturbance in the controller design. Next, an adaptive predefined-time control scheme is proposed by applying sliding mode control theory. A predefined-time convergent sliding surface and reaching law are designed to ensure the predefined-time fast convergence rate. Furthermore, a novel adaptive algorithm is developed to handle the disturbances from liquid sloshing and flexible vibration, ensuring that the system converges to a small neighborhood of the equilibrium. Additionally, a new auxiliary system is constructed to deal with the effects of input saturation. At last, one simulation case is performed to verify the feasibility and advantages of the proposed algorithm.