双星载旋转机构非确定等价鲁棒自适应控制

针对航天器携带的两副旋转机构同时姿态机动的精确控制问题提出一种鲁棒自适应控制方法.从关联系统的角度建立系统动力学模型,有效精确描述系统内各刚体动力学耦合项与非耦合项.采用“航天器本体姿态稳定、同时各旋转机构姿态机动”的复合控制策略:考虑到航天器本体转动惯量参数无法精确获得,应用非确定等价自适应控制方法设计姿态稳定控制器,在确保姿态全局渐近稳定的同时有效令不确定参数估计值精确逼近真实值或进入特定集合;考虑到各旋转机构姿态机动时受到航天器本体动力学耦合的影响,设计了鲁棒H∞姿态机动控制器以抑制动力学耦合的作用.仿真结果验证了所提出方法的有效性.     

逼近非合作目标的自适应二阶终端滑模控制

针对逼近非合作目标过程中的相对轨道姿态耦合控制问题,综合考虑系统不确定性、外部干扰以及滑模控制中的抖颤问题,设计了无抖颤的自适应二阶非奇异终端滑模(second order nonsingular terminal sliding mode, SONTSM)控制器。首先根据视线坐标系下的相对运动方程和体坐标系下的相对姿态方程建立了相对位置和姿态一体化模型。将高阶滑模控制思想与非奇异终端滑模控制理论相结合,使所设计控制器克服了传统滑模的抖颤问题,并同时具有收敛快、精度高、鲁棒性强及能量消耗小等优势。基于Lyapunov理论,对系统稳定性进行了严格的证明。数值仿真验证了控制器的正确性和良好的控制性能。     

对接端口间相对运动耦合动力学建模

为提高对非合作目标在轨服务任务的成功率,本文建立了两航天器交会过程的非质心点间耦合相对运动动力学模型。从传统点质量相对运动模型入手,考虑两航天器相对姿态运动和服务航天器绝对姿态运动产生的耦合作用,建立对接端口间的耦合动力学模型。分析耦合作用的种类：航天器所受外力矩产生的动力学耦合;相对姿态四元数、相对姿态角速度和服务航天器绝对姿态角速度产生的运动学耦合。最后设计了滑模控制器,实现对接端口间无碰撞安全对接。数学仿真证明,该耦合作用在交会接近过程中具有显著影响,因此不可被忽略。     

基于气浮台的交会对接相对姿态和位置控制

基于交会对接地面物理仿真系统对卫星交会对接中相对姿态和位置的控制问题进行研究,根据地面物理仿真系统的结构推导出描述系统姿态和位置运动的耦合六自由度动力学模型;基于此模型,在存在外部扰动的情况下,采用自适应快速非奇异终端滑模控制思想设计一种能够克服传统终端滑模控制奇异问题的鲁棒有限时间控制器。通过李雅普诺夫理论推导和仿真分析表明,该控制器在保证系统的有限时间稳定性和收敛性的同时能有效地抑制外部扰动。     

基于SE(3)的航天器姿轨一体化有限时间容错控制

针对相对运动航天器,当执行机构出现故障以及外部干扰和系统不确定性同时存在的情形下,利用滑模控制的鲁棒性,提出了一种有限时间容错控制方法。基于李群SE(3)建立了单刚体航天器姿轨一体化模型,并在指数坐标下推导了相对运动航天器误差动力学方程。设计了一类非奇异快速终端滑模面,并采用等价自适应方法设计控制器估计和补偿外总扰动,提出的容错控制算法可以不依赖于故障诊断与检测环节。运用Lyapunov方法证明了系统在故障和扰动等多约束条件下的稳定性和有限时间快速收敛性,数值仿真结果分析也验证了该容错控制器的快速性、准确性与可靠性。     

超小型旋翼机系统的输出跟踪控制器设计

针对复杂的超小型旋翼机系统，利用牛顿-欧拉方法建立了其系统动力学模型，包括了希勒翼的动力学；为了简化控制器设计，利用奇异扰动理论，把复杂的动力学模型降阶为两个子系统，即平移动力学和姿态动力学；采用非线性逆动力学设计了输出跟踪控制器。仿真结果表明该控制器能够跟踪理想的运动轨迹，并能达到稳定的内部姿态和有界的控制输入。     

基于Matlab/Simulink的航天器姿态动力学与控制仿真框架

搭建了基于Matlab／Simulink的航天器姿态动力学与控制仿真框架；基于该框架和非线性控制设计模块完成了一类带动量轮机构的航天器PD姿态控制器参数优化设计与姿态仿真研究。研究结果表明：1）基于Matlab／Simulink的航天器姿态动力学与控制仿真框架具有可重用性好、继承性强的优点；2）非线性控制设计模块可以有效地完成非线性系统控制器参数优化设计。     

动量轮控制弹头姿态控制系统设计

提出了一种以动量轮为执行机构的具有中性静稳定气动布局的再入弹头姿态控制新方案。基于动量矩交换原理和中性静稳定概念分析了新方案的可行性,并推导了具有这种新型执行机构的弹头的姿态动力学方程。利用反馈线性化方法,将姿态动力学方程线性化并解耦成俯仰、偏航和滚转三个方向上的单输入单输出系统,然后运用滑模变构控制理论设计各通道的控制器。对姿态控制系统的数值仿真结果表明,所设设计的控制器能实现高精度的姿态机动和姿态稳定,现有动量轮技术指标即可满足滚动通道的姿态稳定。     

基于开关执行器的空间飞行器大角度姿态控制

针对空间飞行器姿态控制系统采用开关式姿控发动机的特点，研究了空间飞行器大角度机动三通道耦合姿态控制问题。为克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题，采用四元数描述的空间飞行器姿态运动数学模型，应用Lyapunov方法设计了控制量受限情况下的基于误差四元数的大角度姿态运动变结构控制器，并给出了严格的数学证明。为了避免控制律中的颤动问题，用边界层来代替控制律中符号函数。给出了从一种静态到另外一种静态的姿态跟踪四元数指令确定方法。数值仿真结果说明了所提出的控制器的有效性。     

航天器姿态机动的自抗扰控制器设计

基于三阶扩张状态观测器、安排过渡过程和非线性反馈技术,设计了三通道耦合的航天器姿态机动自抗扰控制器,完成了自抗扰控制器的参数整定。从对模型的依赖程度、抗干扰性、鲁棒性和燃料消耗等四个方面对比了自抗扰控制器和PD控制器。仿真结果表明自抗扰控制器在解决存在非线性和耦合特性的航天器姿态控制问题上能够取得理想的控制效果,具有较高的控制精度和较快的系统响应。     

基于自适应快速终端滑模的航天器容错控制

针对执行机构发生故障时的航天器姿态控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模的容错控制设计方法。该方法通过选择具有快速终端特性的滑模面,提高航天器容错控制的收敛速率,实现系统有限时间稳定|利用自适应控制方法在线调整控制器参数,消除对故障最小 值信息的依赖。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,所提出的方法在保证系统鲁棒性和稳定性的同时,三轴姿态角和态角速度收敛时间可分别降低约54.5%和50%,实现快速有效的航天器容错控制。     

机械臂模糊超螺旋二阶滑模轨迹跟踪控制

针对工业机械臂模型误差和外部干扰等不确定性因素对末端轨迹跟踪精度的影响,设计了一种新的模糊自适应超螺旋二阶滑模轨迹跟踪控制方法。基于机械臂动力学模型,设计一种新的非奇异终端滑模面,采用超螺旋算法设计二阶滑模控制律;为解决滑模控制只能在已知扰动边界的情况下对匹配扰动进行补偿问题,结合模糊推理算法实现对系统未知不确定性的在线补偿,采用Lyapunov理论证明了闭环控制系统的稳定性。仿真与实验对比表明：该控制方法可使机械臂在复杂不确定性因素下实现末端轨迹精确跟踪,并对系统抖振现象进行有效抑制。     

Robust Chattering-Free Finite Time Attitude Tracking Control with Input Saturation

This paper addresses the attitude tracking control problem of a rigid spacecraft in the presence of the modeling uncertainty, external disturbance, and saturated control input by designing two robust attitude tracking controllers. The basic controller is formulated using an integral sliding mode surface which is continuous and provides an asymptotic convergence rate for the closed-loop system. In this case, only the external disturbance with the prior information is considered. Then, to provide a finite time convergence rate and further improve the robustness of the control system under the unknown system uncertainty containing both the modeling uncertainty and external disturbance,a novel integral terminal sliding mode surface(ITSMS) is designed and associated with the continuous adaptive control method. Besides, a command filter is utilized to deal with the immeasurability problem within the proposed ITSMS and an auxiliary system to counteract the input saturation problem. Digital simulations are presented to verify the effectiveness of the proposed controllers.     

基于扰动观测器的飞行器轨迹跟踪控制器设计

针对多种扰动作用下的固定翼飞行器三维轨迹跟踪问题, 设计了一种基于改进非线性扰动观测器的非奇异快速终端滑模轨迹跟踪控制器。首先推导固定翼飞行器三维轨迹跟踪误差模型, 考虑模型误差和飞行过程中的未知扰动, 设计了一种基于状态估计误差反馈的非线性扰动观测器对扰动进行观测。基于非奇异快速终端滑模控制方法, 采用双幂次趋近律设计轨迹跟踪控制器, 并证明了闭环控制系统的稳定性。仿真结果表明, 在多种扰动的作用下, 所设计的轨迹跟踪控制器能够对三维机动轨迹进行准确、稳定的跟踪。     

弹性高超声速飞行器抗输入饱和动态神经网络控制

针对弹性高超声速飞行器纵向动力学模型,分析了弹性模态的动态过程,研究了控制器设计问题。控制器设计采用内环与外环相结合的控制方式,内环控制器设计是以攻角和俯仰角速度为被控对象,将俯仰舵偏角作为控制输入,在考虑弹性模态动态过程的情况下设计抗输入饱和辅助系统处理输入饱和问题,采用反演设计方法设计控制器,并利用全局调节动态神经网络逼近控制输入的饱和特性;外环控制器设计是以飞行速度为被控对象,将燃料当量比作为控制量,保证弹性模态良好动态特性的情况下,设计抗饱和辅助系统处理输入饱和问题,采用终端滑模控制方法设计控制器,利用全局调节动态神经网络逼近输入饱和特性,理论分析证明了闭环系统所有信号均有界并指数收敛到原点的一个领域内,仿真分析验证了设计的控制策略可以保证弹性模态具有良好动态特性的情况下,系统的状态可以有效跟踪期望指令信号。     

基于逆系统方法与内模原理的航天器姿态控制

提出将逆系统方法与内模原理相结合的复合控制器应用于航天器姿态控制。采用基于状态反馈的逆系统方法实现航天器姿态模型的解耦,为了弥补解耦的非理想性,采用内模原理设计闭环控制器,并在改变航天器惯量与加入干扰和噪声的情况下,分析了复合控制的鲁棒性,仿真试验验证了方法的有效性。