基于二阶滑模的刚体航天器姿态跟踪控制

针对存在参数不确定性和外加干扰的刚体航天器的姿态跟踪控制问题,提出一种基于二阶滑模的姿态跟踪控制方法。首先介绍高阶滑模控制基本原理,并建立基于修正罗德里格参数(modified Rodrigues parameter, MRP)描述的航天器数学模型,采用李雅普诺夫第二法推导二阶滑模姿态控制律。理论分析和仿真结果表明该方法能够有效消除系统抖振,并实现航天器姿态跟踪的精确定位,且系统具有全局稳定性和鲁棒性。     

无速度测量的四旋翼无人机移动目标跟踪控制

针对只有目标与载机的相对距离信息,而无速度信息的跟踪控制问题,以及在任务场景中对四旋翼无人机期望姿态角有约束的要求,设计了一种位置-姿态控制器。位置控制器只需要目标与载机的相对距离作为输入,其输出保证所生成的期望姿态指令在指定的范围内。为了保证在有限时间收敛至期望姿态,姿态控制器采用了二阶滑模的设计方法,缓解了电机输出指令颤振,并对外部扰动和模型不确定性具有较好的鲁棒性。最后进行了在风场中针对多种机动形式的目标进行了跟踪飞行仿真,得到了满意的跟踪效果。     

编队飞行挠性航天器的输出反馈姿态协同控制

研究了在姿态调节和时变参考姿态跟踪情况下,且挠性模态变量和角速度不可测量时的编队飞行挠性航天器的姿态协同控制问题。针对姿态调节问题,在挠性模态不可测量的情况下,将文献中已有的用于刚体航天器编队飞行的比例〖CD*2〗微分协同控制器,推广到了挠性航天器编队的情形。然后,针对姿态跟踪问题,通过构造关于挠性模态的期望动态系统,并利用无源滤波器,提出了一种仅利用姿态测量信息的无速度反馈协同控制器。仿真结果表明了所提出控制方案的有效性。     

具有预设性能的近距离星间相对姿轨耦合控制

针对存在系统不确定性和外界干扰的接近绕飞阶段跟踪航天器相对目标航天器的姿态与轨道一体化控制任务,设计了一种具有预设性能的鲁棒反演控制器。该控制器能预先设计系统的稳态与暂态性能,保证相对姿轨跟踪误差满足预先设计的性能指标要求;为避免传统反演控制方法中存在的“微分膨胀”问题,引入滑模微分器对虚拟控制量的导数进行估计;同时利用自适应控制技术估计不确定模型参数及包含滑模微分器估计误差和外界干扰的集总干扰上界,并引入鲁棒补偿项处理这些不确定性带来的影响。理论分析证明所设计的控制方法能保证相对姿轨跟踪误差满足预设性能指标要求,仿真结果验证了所设计控制方法的有效性。     

基于一致性算法的卫星编队姿轨耦合的协同控制

针对卫星编队一主多从结构的相对轨迹、姿态的协同控制问题,提出了一种基于Lyapunov方法的编队飞行协同控制策略。该控制策略将分布式控制思想引入卫星编队飞行的相对轨迹、姿态的动力学系统中,使各从星保持编队构型的同时沿期望轨迹相对主星绕飞。从理论上证明了系统的渐近稳定以及对外部干扰的抑制,并基于一致性算法理论定量地分析了通信拓扑结构为有向图情况下控制器参数的选择范围。此外,利用星星间的相对位置信息确定各从星的期望姿态和角速度,以确保对卫星编队进行姿态协同控制,达到跟踪同步的目的。最后将提出的算法应用于卫星三角形编队飞行的协同控制,仿真结果表明该方法的可行性与有效性,具有潜在的应用前景。     

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。     

基于滑模观测器的偏置动量卫星姿态跟踪控制

针对在偏航姿态测量信息未知时偏置动量卫星姿态跟踪控制,提出了一种新的滑模观测器及其对应的自适应滑模控制器设计方法。基于滚动轴和俯仰轴信息,设计了一种经过平滑的滑模观测器,抑制高频抖震的同时提高状态估计的鲁棒性;设计的比例积分滑模面,能实现积分滑模控制,抑制稳态误差,优化滑模的全程鲁棒性,并采用自适应方法,对不确定参数进行在线更新,补偿不确定参数的影响。数值仿真结果表明,相对于龙伯格观测器,该方法能提高偏航姿态信息估计精度,在保证系统鲁棒性的同时,滚动和偏航轴姿态跟踪精度分别提高约50%。     

强迫绕飞无控旋转目标的控制策略

针对无控旋转目标航天器强迫绕飞的控制策略问题,强迫绕飞时要求追踪器对无控旋转目标器具备视线指向的能力,以便在较短的时间内进行全面观测。首先分析了无控旋转目标的姿态及运动特性,在视线旋转坐标系上建立了追踪器与目标器的三维相对运动方程。将追踪器对目标器的绕飞问题转化为视线瞬时旋转平面内的二维控制问题,采用基于模糊切换增益调节的滑模控制器对视线方向和垂直视线方向的目标运动进行了控制。数值仿真验证了所提控制策略的有效性。     

基于分数阶微积分的机械臂滑模控制的研究

针对机械臂这类非线性与不确定性的系统,将分数阶微积分理论与滑模控制策略的优点相互结合,提出一种有效的分数阶滑模控制方法。在控制器的设计过程中,分别以分数阶趋近律与分数阶滑模控制律两种手段将分数阶微积分引入到滑模控制中,并运用Lyapunov理论进行证明,从而确保系统的稳定性。将提出的控制方法应用于二关节机械臂上,使用MATLAB仿真软件进行仿真验证。结果表明,所提控制策略可有效提高关节的跟踪速度与跟踪精度,控制器具有良好的有效性和鲁棒性。     

高机动导弹非线性自动驾驶仪动态面控制

提出了高机动非线性导弹自动驾驶仪的动态面控制器设计方法,该方法基于光滑二阶动态滑模,所设计的虚拟控制足够光滑,在利用反步法设计内环控制器时不需要进行积分滤波,克服了反步法所带来的项数膨胀问题.二阶动态滑模控制器能够对非匹配不确定性或未建模动态进行补偿,并且比传统滑模有更高的跟踪精度.在考虑了系统不确定性和外部干扰的情况下,仿真结果显示所设计的控制器有较强的鲁棒性和控制精度.     

变后掠翼航弹最优弹道自适应滑模跟踪控制

根据变后掠翼航弹在预定弹翼构型下对最优方案弹道跟踪的精确性和鲁棒性要求,设计了一种轨迹姿态双回路自适应滑模控制器。外环轨迹跟踪回路以位置偏差为参考输入,得到方案攻角参考指令,同时基于Lyapunov稳定性理论给出外环滑模收敛的充分条件;内环姿态跟踪回路则设计了参数自适应律,抑制由后掠角引起的时变参数摄动,同时生成舵偏控制指令,以实现对姿态的跟踪控制。仿真对比结果表明,该自适应滑模控制器在有效消除参数不确定性影响的同时保证了变后掠翼航弹在弹翼预定作动时对最优方案弹道跟踪的稳定性,并且消除了常规滑模控制的抖振现象。     

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.     

并联式运载器上升段广义超螺旋有限时间控制

针对受模型不确定和外部干扰影响的并联式运载器上升段姿态控制问题, 提出了一种基于广义超螺旋算法的自适应滑模有限时间控制方法。首先, 将姿态跟踪控制问题转化为跟踪误差系统的镇定问题, 建立了面向控制的模型。其次, 将单输入单输出(single input single output, SISO)固定时间广义超螺旋算法拓展应用到多输入多输出(multiple input multiple output, MIMO)耦合非线性系统上, 基于该算法设计了固定时间状态观测器和自适应滑模有限时间控制器, 利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的有限时间稳定特性。最后, 通过与传统比例-微分(proportional and differential, PD)控制器仿真对比, 验证了该方法具有更优的控制精度和鲁棒性。     

基于滑模迭代学习律的航天器姿态控制

针对航天器姿控系统长期运行期间因执行部件老化或故障引起性能下降的情形,设计了一种基于滑模迭代学习率姿态自主容错抗扰控制方案。采用虚拟控制输入设计了滑模控制器,以确保故障发生后系统能精确跟踪参考运动轨迹|通过李亚普诺夫稳定性分析,设计了新的自适应迭代学习率,根据系统跟踪误差,在线确定控制器参数以应对执行器故障和外部干扰的影响。数值仿真实验表明,该方法可以有效进行故障检测和干扰补偿。     

航天器的自适应鲁棒姿态控制器设计

针对带有转动惯量不确定性和干扰的航天器姿态控制问题,提出了一种基于鲁棒自适应方法的解耦控制算法。首先,将航天器模型变换成3个子回路分别进行控制器综合,并利用自适应方法对模型中的不确定参数进行补偿。然后,将外干扰力矩和自适应补偿误差视为复合扰动,通过鲁棒控制算法对其进行抑制,保证了姿态跟踪误差在期望的范围内。最后,数字仿真结果表明了所设计的控制器在处理航天器姿态控制问题的正确性和有效性。     

考虑姿态禁忌约束的航天器安全姿态跟踪控制

针对航天器姿态跟踪过程中的姿态约束问题,提出了一种基于势函数的安全姿态机动控制算法。与姿态定点机动的姿态约束问题不同,引入误差四元数和误差角速度,建立了航天器姿态跟踪误差模型。采用四元数描述了姿态禁忌区域,并根据禁止姿态最小允许角构造了一种新的规避高斯势函数。利用规避势函数和吸引势函数得到安全姿态机动控制器,对于无扰动和有扰动的情况分别分析了闭环控制系统的Lyapunov稳定性。最后,对于有约束的姿态跟踪情况进行了计算机数值仿真。仿真结果表明,所提出的控制方法既能实现姿态跟踪的目的,又能确保航天器在机动过程中不会进入姿态禁忌区域。