基于H∞鲁棒控制的挠性卫星姿态控制

针对存在未建模动态、模型参数不确定性和外力矩扰动的挠性卫星，通过选择合适的加权函数将挠性卫星姿态控制问题转化为H∞混合灵敏度问题。采用H∞优化方法设计了鲁棒控制器。最后对卫星姿态控制系统进行了仿真研究，结果表明采用鲁棒控制器的姿控系统较传统的PID控制的姿控系统具有更好的鲁棒稳定性和抗干扰性能。     

并联混合动力电动汽车最优控制及实例仿真

实现并联混合动力电动汽车（PHEV）能量分配的优化控制是整车集成的关键．将燃油消耗最低为优化拉制目标的能量最优分配问题归纳为切换系统的最优控制问题，应用动态规划算法，分两步求解该切换系统的最优控制问题，得到转矩最优分配及换档的控制律，并将其应用于整车控制，通过计算机对实例进行仿真证实了该方法的有效性。     

挠性飞行器飞轮姿态控制系统设计

针对带有大型太阳帆板的挠性空间飞行器动力学特性十分复杂的特点，通过合理的假设，采用单轴解耦分析姿态控制系统稳定性问题。采用极点配置法，按照刚体卫星设计系统PID参数，利用根轨迹，确定按刚体卫星参数设计的系统能使挠性空间飞行器控制系统具有渐近稳定性的充分条件；推导系统参数间的关系式，分析挠性空间飞行器主轴姿态控制系统稳定性问题。最后，通过仿真验证了系统的性能。     

基于特征结构配置的结构主动控制及仿真

考虑了具有最优控制的结构主动控制问题,目的是在系统满足闭环特性的前提下,设计状态反馈控制器使得系统性能泛函极小化。利用特征结构配置方法提供的自由度,给出了性能泛函的显示参数化表示,从而该问题转化为带有约束条件的优化问题,参与优化的变量仅为一组参量。并给出了求解该优化问题的算法,该算法直接基于结构系统矩阵,故其简单性为工程应用提供方便。地震作用下对三层剪切结构建筑模型进行仿真分析,结果表明所提结构主动控制方法的有效性。     

基于粒子群算法的开关系统最优控制问题的数值算法

针对开关系统,给出了数学模型并引出了其最优控制问题,提出开关系统最优控制问题的加权粒子群算法,给出了相关的推理过程及算法步骤。加权粒子群算法不必找出支付泛函关于时间的显式表达,就可以找到其最优解,同样适用于其子系统为非线性的情形。分析了粒子群算法快速全局优化的特点,说明该算法能找到优化问题的全局最优解。以开关动态系统和一般开关线性二次问题的数值算例验证了该方法的有效性。     

基于参数相关Lyapunov函数的鲁棒H2/H∞控制

研究凸多面体不确定连续系统的鲁棒H2/H∞优化控制问题。为降低设计的保守性,提出一种具有参数相关Lyapunov函数的鲁棒H2/H∞性能准则。基于该性能准则,推导出鲁棒H2/H∞状态反馈控制器存在的充分条件,并以双线性矩阵不等式（BMI）的形式给出。给出了用于鲁棒H2/H∞控制器优化设计的迭代线性矩阵不等式（ILMI）算法。对某卫星姿态控制系统的仿真结果表明了该方法的有效性。     

基于ALPSO算法的低轨卫星小推力离轨最优控制方法

低轨卫星在到寿后,需要在一定时间内离轨,而轨道高度高于800 km的卫星难以在自然条件下离轨。为了使卫星在规定时间内离轨,提出一种基于增广拉格朗日粒子群优化(augmented Lagrangian particle swarm optimization, ALPSO)算法的低轨卫星小推力离轨最优控制算法。首先依据小推力的特点列出摄动方程,并利用哈密尔顿方程求出带协状态参数的最优控制率。而后分别阐述了粒子群算法和增广拉格朗日方法,并据此得出了算法流程。最后与遗传算法的优化结果进行对比。结果表明, ALPSO算法迭代次数较少,收敛精度较高,降低轨道高度的第一种处置轨道适用于轨道高度821 km的卫星离轨,离轨时间为857天。该算法可用于低轨卫星小推力离轨问题的求解。     

动态抗饱和平滑切换控制器设计方法

针对一类受饱和约束的切换系统,提出了一种动态抗饱和平滑切换控制器的设计方法。首先,基于模型依赖平均驻留时间的方法设计了平滑切换控制器,能够确保系统全局一致渐进稳定并具有一定的鲁棒性能。同时,通过引入链式切换律降低控制器设计的保守性。在此基础上,给出动态抗饱和补偿器的设计方法。将动态抗饱和补偿器设计问题转化为受线性矩阵不等式组约束的优化问题。以航天器在轨加注过程姿态控制系统为例,建立了该系统的链式平滑切换模型,上述模型能够更加准确地反映系统转动惯量的渐变特性。最后,数值仿真算例表明了所提出的控制器设计方法的有效性。     

拦截器姿态控制系统切换控制方法研究

为增强拦截器姿态控制系统的鲁棒性,提出了一种切换控制方法来控制拦截器的姿态。该切换控制方法主要包括双重推力水平切换,相平面控制律与准滑模控制律切换和角度反馈切换。给出了高水平推力和低水平推力的切换逻辑,相平面控制与准滑模控制律的切换准则和角度反馈中俯仰角和攻角的切换策略。仿真实验表明,采用切换控制方法所设计的姿控系统可以适应大气层内外飞行,鲁棒性较强。     

卫星运行视景仿真中的姿态控制研究

针对卫星视景仿真中的卫星姿态控制问题,详细介绍了在虚拟场景中为使卫星保持在某一特定姿态,通过旋转变换实现卫星姿态控制的方法和具体算法。文中不仅介绍了在OpenGL开发环境中调整卫星姿态的方法和算法,而且针对Vega开发环境中VgPos函数的特殊要求,详细论证了同时对三个坐标轴分别旋转时依次确定三个旋转角的方法,并给出了求解三个旋转角的算法。文中描述的方法和算法对于开发虚拟仿真应用程序的研究人员具有借鉴意义。     

基于MRPs的卫星集群系统姿态对抗一致性控制

小型卫星集群协同控制是当前空间技术发展的热点之一, 卫星集群控制可归结为多智能体控制问题。面向卫星集群系统的分组姿态控制, 引入一致性以及对抗一致性问题, 提出了卫星系统姿态对抗一致性控制方法。卫星组网系统姿态对抗一致性控制目标是使卫星分组达到姿态对称的状态。以无向图描述姿态对抗卫星集群的通讯拓扑结构, 利用修正型罗德里格斯参数方法描述卫星刚体运动姿态, 设计了一种基于多智能体协同控制理论的三维空间卫星集群姿态对抗一致性控制律, 并采用Lyapunov稳定性理论证明了其稳定性。最后, 通过仿真实验验证了所提方法的有效性。     

星载SAR干涉测量中伴随卫星编队构形保持与姿态控制的协同

研究星载SAR干涉测量中伴随卫星编队构形保持与姿态控制的协同问题。首先,简介主SAR卫星与伴随卫星编队所构成干涉测量系统的工作原理,当主SAR卫星施加偏航导引补偿多普勒频移时,为实现波束指向同步,伴随编队需进行构形与姿态的协同控制。给出协同控制框架结构图,通过设置轨道协同规划器与姿态协同规划器明确了解决方案;进而从构形规划、姿态规划、构形与姿态协同控制三方面具体地阐述伴随编队的协同控制技术。最后对构形保持、姿态规划和姿态控制进行数值仿真,结果表明伴随编队的协同控制满足波束指向同步要求,所提出的协同控制方案具有可行性。     

挠性航天器大角度机动的振动抑制控制

建立了带变速控制力矩陀螺群的挠性航天器的动力学模型,应用误差四元数来描述姿态运动,将星体大角度姿态机动问题转化为误差四元数的调节问题.针对挠性航天器三轴同时姿态机动时挠性附件的振动抑制问题,提出了基于动态输出反馈控制的振动抑制方法,设计了仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的动态控制规律.基于Lyapunov方法证明了所设计的动态控制器保证了姿态的渐近稳定和模态振动的衰减.基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性.     

Near time optimal control with perturbation estimation for flexible spacecraft slewing maneuvers

1.INTRODUCTION Inrecentyears,therehasbeenconsiderableinterest inmodelingandcontrolofflexiblespacecraft.Thisis contributabletotheuseoflightweightandslender materialsforthespeedandfuel efficiencypurposes. Inmanyapplications,sophisticatedcontrolalgo rithmsarerequiredtomakeoptimaluseofmaximum torqueavailablefortimeminimizationmaneuvers, thistimeminimizationcontroloftenresultsinabang bangcontrolthatcanbeimplementedinaerospaceap plicationsusingon offthrusterjetstechnology.But unfortunately,t…     

Design and simulation of fault diagnosis based on NUIO/LMI for satellite attitude control systems

This paper presents a scheme of fault diagnosis for flexible satellites during orbit maneuver. The main contribution of the paper is related to the design of the nonlinear input observer which can avoid false alarm arising from the disturbance from orbit control force. The effects of orbit control force on the fault diagnosis system for satellite attitude control systems, including the disturbing torque caused by the misalignments and the model uncertainty caused by the fuel consumed, are discussed, where standard Luenberger observer cannot work well. Then the nonlinear unknown input observer is proposed to decouple faults from disturbance. Besides, a linear matrix inequality approach is adopted to reduce the effect of nonlinear part and model uncertainties on the observer. The numerical and semi-physical simulation demonstrates the effectiveness of the proposed observer for the fault diagnosis system of the satellite during orbit maneuver.     

基于dSPACE的卫星控制实时仿真系统设计

为满足某在研大型挠性卫星计算机在回路中的仿真需要,利用dSPACE多处理器系统设计了卫星姿态和轨道控制实时仿真系统。介绍了该系统的软、硬件构成。以星载计算机与惯性基准单元串口通信为例,重点介绍了采用RTI模块、Simulink和Stateflow,实现该实时系统的串口通信建模方法。在星上自主模式下,对该实时系统进行了实时仿真。仿真结果证明了设计的卫星姿态和轨道控制实时仿真系统和串口通信接口模型的有效性。此方法对dSPACE实时仿真系统在航空航天领域的工程应用具有参考价值。     

Research on optimal guaranteed cost control of flexible spacecraft

This article is concerned with the modeling and control problems of the flexible spacecraft. First, the state observer is designed to estimate the vibration mode on the basis of free vibration models, Then, an optimal guaranteed cost controller is proposed to stabilize system attitude and damp the vibration of the flexible beam at the same time. Numerical simulation examples show the feasibility and validity of the proposed method.     

Optimal Switching Integrity Attacks on Sensors in Industrial Control Systems

In this article, an optimal switching integrity attack problem is investigated to study the response of feedback control systems under attack. The authors model the malicious attacks on sensors as additive norm bounded signals. The authors consider an attacker who is only capable of launching attacks to limited number of sensors once a time and changing the combinations of attacked sensors all over the time. The objective of this paper is to find the optimal switching sequence of these combinations and the optimal attack input. The authors solve this problem by transforming it into a traditional optimal control problem with new control variables vary continuously in the range [0, 1]. The optimal solutions of the new control variables are of bang-bang-type. Therefore, an algebraic switching condition and an optimal attack input can be obtained. Finally, numerical results are provided to illustrate the effectiveness of the methods.     

近空间飞行器鲁棒自适应Backstepping控制

针对变体近空间飞行器(near space vehiele, NSV)大包络、多模态的特性,研究其姿态的鲁棒自适应跟踪控制问题。首先,提出标称变体NSV切换非线性系统的单一且光滑主控制器设计方法,以解决因飞行模态切换引起的主控制舵面跳变。其次,针对切换瞬间复合干扰存在不连续的问题,给出一组同步切换的改进干扰观测器设计方法。将改进干扰观测器的输出与光滑的主控制律相结合组成不确定变体NSV切换非线性系统的复合控制器。采用平均驻留时间分析法证明所提出的控制方法可以保证闭环不确定变体NSV切换非线性系统的稳定性。最后,仿真结果验证了所提方法的有效性。