摘要：本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法.首先,采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型,分析了存在的控制约束和角速度约束.在此基础上,设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法.由于挠性模态不能直接测量,内层设计了模态观测器,并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入.随后,外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径,该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态,通过跟踪该路径,航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置.通过构造合适的李雅普诺夫函数,严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性.最后,仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.

摘要：针对由飞轮控制的欠驱动航天器,研究了直接以飞轮转速为控制输入时航天器姿态的小时间局部可控性与可镇定性。首先,视飞轮转速为输入,将航天器与飞轮总角动量守恒的约束直接纳入系统动力学方程中。然后,利用非线性系统的可控性与可镇定性理论分析该系统方程在分别带有一个和两个飞轮时的控制特性。结果表明,仅在带有两个非共轴的飞轮时航天器的姿态才有可能满足局部可控;同时,系统已经不能被时不变光滑状态反馈渐近镇定,但至少可以被分段连续的状态反馈渐近镇定。据此,设计了基于四元数的非光滑控制器使得航天器的姿态迅速镇定,同时飞轮转速不超过最大转速,既验证了理论分析结果的正确性,又具有一定的实用意义。

摘要：针对轴对称欠驱动航天器的姿态机动控制问题,在欠驱动轴为对称轴且沿该轴的角速度为零的情况下,结合广义动态逆法和退步控制,设计了使姿态误差全局收敛的切换控制律。通过引入饱和函数和恰当的选择控制增益,消除了控制律在初始时刻和稳态阶段可能出现的奇异,同时避免了在机动初始阶段可能出现的大幅超调。经过严格的理论分析,证明在所设计的控制律作用下,姿态误差全局收敛,且控制律至多出现一次切换,不会出现颤振问题。数值仿真结果表明了该法的有效性。

摘要：提出了一种无速度反馈的航天器姿轨耦合跟踪控制算法。首先建立起基于对偶四元数的带扰动和参数不确定性的航天器姿轨耦合动力学模型。然后基于浸入与不变流形理论设计了速度观测器,通过增益注入对非线性项抑制,从而同时估计角速度和线速度。利用李雅普诺夫函数分析了观测器状态量的收敛性以及注入增益的有界性,证明了该观测器的指数稳定性。最后设计了一个比例-微分(PD)位置与姿态跟踪控制器,该控制器可以实现航天器的任意姿态与位置跟踪,分析了这种观测-控制结构的闭环系统渐近稳定性。仿真验证了该速度观测器和控制器的有效性以及对于参数不确定性和测量噪声具有较好的鲁棒性。