微纳卫星与非合作翻滚目标对接的模型预测控制

针对多约束下微纳卫星与非合作翻滚目标对接过程中的位置跟踪与姿态同步问题，设计了基于模型预测控制(MPC)的对接控制器。首先，考虑动力学耦合问题，建立了六自由度姿轨耦合相对动力学模型。然后，充分考虑了可能存在的实际工程约束，包括输入饱和约束、移动过程中的速度约束、追踪星光学设备视场约束、安全接近走廊约束等，设计了基于MPC的对接控制器，确保精确完成对接操作的同时尽量减少推进剂消耗以获得最优接近轨迹。最后，仿真结果说明了本文所提出控制策略的有效性和鲁棒性，所设计控制器可以在满足多种约束的基础上，实现微纳卫星对非合作翻滚目标的对接，并对干扰具有鲁棒性。     

执行器故障下的运载火箭非奇异终端滑模容错控制

针对存在未知外部干扰和执行器卡死故障的运载火箭,提出了一种基于非奇异终端滑模面的姿态跟踪控制算法。首先,建立了考虑干扰和执行器卡死故障的运载火箭姿态控制系统多输入多输出系统模型;然后定义了运载火箭姿态跟踪系统模型,针对定义的模型,设计了一种非奇异终端滑模面,使得系统在执行器故障情况下仍能较为精确地跟踪参考信号。基于李雅普诺夫函数证明了运载火箭姿态跟踪控制系统的稳定性和有限时间收敛特性。数值仿真检验了本文基于非奇异终端滑模运载火箭姿态跟踪控制算法的有效性。     

柔性航天器预设性能及时间自抗扰姿轨跟踪控制

针对柔性航天器的姿轨机动及跟踪控制问题,首先基于模块化的多体动力学建模方法在SE(3)框架下建立柔性航天器的姿-轨-结构一体化动力学模型,其中航天器的位置、姿态使用李群SE(3)上的指数坐标来描述,然后进一步推导其相对动力学模型。在此基础上提出一种基于预定义性能及时间的积分滑模跟踪控制方法,通过引入预定义时间扰动观测器估计柔性附件弹性振动及空间环境的扰动,并在控制律中加入扰动估计结果的前馈补偿项,通过Lyapunov理论证明了系统的闭环稳定性和跟踪误差收敛性。该算法通过对状态误差的实时监测来调整执行器的输出,使控制器在系统存在柔性振动及空间环境干扰的情况下仍可实现高精度的姿轨跟踪。将其应用至柔性航天器姿轨跟踪系统中,仿真结果表明了该控制方案的有效性和实用性。     

基于模型预测控制的近空间飞行器容错跟踪控制

针对近空间飞行器的执行器故障,在考虑控制输入约束情况下,本文提出了一种基于模型预测控制思想的容错控制策略.该方法主要是结合线性状态反馈控制与非线性模型预测控制的优点,构成容错控制律,然后通过自适应观测器的方法进行故障估计,并将得到的故障信息反馈到系统,能够保证闭环系统的稳定性,而且在系统发生执行器故障的情况下能够跟踪给定的指令.最后在Matlab中针对X-33模型进行仿真,验证该容错控制算法的有效性.     

考虑状态约束的弹性高超声速飞行器自适应饱和容错控制

针对弹性高超声速飞行器跟踪控制问题进行研究,主要考虑状态约束、输入饱和、执行器故障等约束条件.首先,将弹性模态、外界干扰和模型参数不确定性归结为一类带有未知上界的系统干扰.其次,根据被动容错思想,针对速度和高度子系统分别设计抗饱和自适应容错控制器,通过引入双曲正切函数和新型屏障李雅普诺夫函数分别处理了输入饱和与状态约束...     

非合作目标接近与跟踪的低复杂度预设性能控制

针对追踪航天器接近和跟踪非合作目标任务中的相对位姿控制问题,基于预设性能控制理论提出一种低复杂度预设性能控制方法(LCPPC)。该控制方法一方面无需对模型的具体参数(如追踪航天器与非合作目标的质量、惯量参数等)进行先验估计或在线辨识,另一方面又能预先设计系统的瞬态和稳态性能,保证相对位姿控制系统在存在外部干扰、不确定性和非合作目标不可测机动的条件下仍能满足预先设计的性能要求。仿真结果表明,该控制方法能够在未知系统参数的条件下,实现非合作目标交会任务的快速实时高精度控制。     

航天器新型非奇异饱和终端滑模姿态控制

针对刚体航天器姿态机动过程中存在的控制饱和与外部干扰问题,提出一类基于新型非奇异饱和终端滑模面的有限时间控制器设计方法。该控制方案不仅保证姿态机动过程的快速性,而且避免了传统的终端滑模面所带来的奇异性问题。此外,本文建议的控制器不仅显式考虑执行器输出力矩的饱和幅值要求,使航天器在饱和幅值的约束下完成姿态控制任务,而且控制器的设计对外部干扰的上界没有任何要求,也无需作任何小角度的假设。进一步的稳定性分析表明,通过引入新型非奇异饱和终端滑模,该控制器使得闭环系统能够快速收敛到滑模面的微小邻域内,继而收敛到平衡点的微小邻域内,并且系统对外部干扰具有较强的鲁棒性。数值仿真校验了该控制器在姿态机动过程中的性能。     

考虑未知输入饱和的指向约束姿态机动控制

针对航天器姿态机动过程中需要满足指向约束和输入饱和约束的问题,提出了一种基于视线轴导航函数和退步控制的控制算法。该算法通过在单位球面上建立视线轴对应的导航函数,并将该导航函数融入到退步控制律的设计过程中;同时通过设计辅助系统,结合李雅普诺夫稳定理论,设计出既能满足视线轴指向约束,又能满足输入饱和约束,同时对常值干扰进行估计并抑制的控制算法。仿真结果显示,提出的算法能同时处理指向约束和未知输入饱和约束,且对常值干扰具有抑制能力。     

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。     

卫星姿态系统执行器故障的自适应控制设计

针对带冗余执行器的卫星姿态控制系统,考虑部分执行器发生未知故障(故障模式、大小、时间均未知)的情况,结合Backstepping方法设计了自适应容错控制器,使得当一个甚至多个飞轮出现未知故障时,系统能调整正常执行器的输入,补偿故障执行器的影响,保证系统闭环稳定及输出信号对参考输出量的渐近跟踪.对该算法进行仿真验证,得到了较理想的控制效果.     

Cubature Kalman filtering for relative spacecraft attitude and position estimation

A novel relative spacecraft attitude and position estimation approach based on cubature Kalman filter is derived. The integrated sensor suit comprises the gyro sensors on each spacecraft and a vision-based navigation system on the deputy spacecraft. In the traditional algorithm, an assumption that the chief?s body frame coincides with its Local Vertical Local Horizontal (LVLH) frame is made to construct the line-of-sight observations for convenience. To solve this problem, two relative quaternions that map the chief?s LVLH frame to the deputy and chief body frames are involved. The general relative equations of motion for eccentric orbits are used to describe the positional dynamics. The implementation equations for the cubature Kalman filter are derived. Simulation results indicate that the proposed filter provides more accurate estimates of relative attitude and position over than the extended Kalman filter.     

Decentralized sliding-mode control for spacecraft attitude synchronization under actuator failures

This paper examines attitude synchronization and tracking problems with model uncertainties, external disturbances, actuator failures and control torque saturation. Two decentralized sliding mode control laws are proposed and analyzed based on algebraic graph theory. Using Barbalat׳s Lemma, it is shown that the control laws guarantee each spacecraft approaches the desired time-varying attitude and angular velocity while maintaining attitude synchronization among the other spacecraft in the formation. The first controller is designed in the presence of model uncertainties, external disturbances, and actuator failures. The results are extended to the case with control input saturation in the second controller. Both control laws do not require online identification of failures. Numerical simulations are presented to show the effectiveness of the proposed attitude synchronization and tracking approaches.     

Square-root quaternion cubature Kalman filtering for spacecraft attitude estimation

A novel quaternion estimator called square-root quaternion cubature Kalman filter is proposed for spacecraft attitude estimation. The filter approach uses a gyro-based model for quaternion propagation and a reduced quaternion measurement model to substantially reduce the computational costs. The process and measurement noises of the system model exhibit the same kind of linear state-dependence. The properties of the state-dependent noises are extended and more general expressions for the covariance matrices of such state-dependent noises are developed. The new filter estimates the quaternion directly in vector space and uses a two-step projection method to maintain the quaternion normalization constraint along the estimation process. The square-root forms enjoy a consistently improved numerical stability because all the resulting covariance matrices are guaranteed to stay positive semi-definite. Extensive Monte-Carlo simulations for several typical scenarios are performed, and simulation results indicate that the proposed filter provides lower attitude estimation errors with faster convergence rate than a multiplicative extended Kalman filter, a quaternion Kalman filter, and a generalized Rodrigues parameters (GRPs)-based cubature Kalman filter for large initialization errors.     

航天器姿态控制输入饱和问题综述

针对航天器姿态控制输入饱和问题的解决方法进行了梳理和归纳,将技术途径主要分为三类,对每一类中具体方法的设计思想、数学形式及工作特征进行了分析与比较,总结得出特点、效果效用以及适用范围,主要有:1)控制律整体考虑饱和类:如饱和函数法、限幅函数法、切换函数法、抗饱和控制等。由于可高效发挥执行机构能力,但形式复杂,适用于对调节时间有要求、计算能力强的航天器快速姿态机动任务;2)控制律各项分别考虑饱和类:如类PD控制、反步法等。由于设计简单,但执行机构不能充分利用,适合对调节时间无要求或低成本小卫星的姿态调节任务;3)考虑饱和约束的优化类:如时间/能量/燃料最优控制及混合指标最优等。由于可用于多约束指标最优问题,但计算量大且依赖精确数学模型,适合于大型航天器的最优姿态机动任务或未来航天器控制任务。本文工作以期为实际任务提供有效支撑。     

应用变速控制力矩陀螺的卫星姿态机动的非线性控制

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。
     

采用视觉伺服的月球样品容器夹持控制方法

嫦娥五号探测器月面采样封装任务需利用采样机械臂及其末端执行机构夹持样品容器,为克服非结构化月面环境对机械臂控制造成的不可知影响,确保精确夹持样品容器,提出并设计了一种视觉伺服样品容器夹持的控制方法和系统。系统通过固定安装相机和"眼在手"相机协同获取机械臂末端执行机构以及样品容器特征,采用扩展卡尔曼滤波算法对机械臂末端执行机构位姿的控制参数进行估计,消除控制位姿的轨迹抖动,实现了对样品容器的精确夹持。最后,通过分析在轨月球样品容器被夹持过程的数据和图像,验证了该视觉伺服控制方法和系统设计正确有效。     

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。     

对空间碎片的相对位姿估计

针对几何、质量特性参数均未知的空间碎片,提出一种基于扩展卡尔曼滤波（EKF）的相对位姿估计算法。该算法以单目相机获得的目标图像特征视线信息作为测量输入,以目标姿态、姿态角速度、惯量比、相对位置、相对速度和特征位置作为滤波状态。对算法进行可观性分析,给出两个可以保证算法可观性的条件。分别针对不同条件进行数值仿真,仿真结果表明新算法能够对几何和质量参数未知的空间碎片进行有效的相对位姿 估计。