摘要：基于滑模控制理论提出一种刚体卫星姿态稳定控制方法,实现对反作用飞轮部分失效故障的容错控制,以及对其安装偏差的补偿控制,并从理论上证明了所设计的控制器在有限时间内能够实现对闭环姿态控制系统的几乎全局渐近稳定控制.最后将所设计的控制器应用于某型卫星姿态稳定任务,仿真结果验证了所提出方法的有效性.

摘要：针对挠性卫星大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种双回路鲁棒主动振动控制方法。首先,采用压电智能元件作为作动器和敏感器,通过求解一个带有线性不等式约束的最优静态输出反馈控制问题,给出了设计低阶振动模态最优正位置反馈补偿器的算法;然后,考虑到挠性结构模态不可测,给出了仅利用输出信息的自适应变结构姿态控制器设计方法,使闭环系统的轨迹渐近趋于滑动模态区,并且避免了确定不确定性和外干扰界函数上限的困难。最后,将该方法应用于挠性航天器的大角度姿态机动控制,并进行了仿真研究,结果表明,所提出的方法是可行而有效的。

摘要：针对喷嘴作为执行机构的挠性航天器大角度姿态机动时帆板的振动抑制问题,提出了伪速率(PSR)调制式喷气控制和基于压电陶瓷(PZT)材料的主动振动控制技术相结合的复合控制方法。首先,基于Lyapunov方法设计PD反馈控制器保证姿态的渐近稳定和模态振动的衰减性;为了减少喷嘴的非线性开关控制激起的挠性结构振动,采用PSR的准线性调制技术使喷嘴产生所需要的控制力矩的脉冲序列,从而在完成大角度姿态机动的同时抑制振动幅值较大的挠性模态的振动;通过设计正位置反馈(PPF)补偿器以增加结构的阻尼来进一步抑制挠性结构残余振动。最后,将该方法应用于航天器大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动的仿真研究,结果表明:该方法不仅能够使航天器完成对姿态的机动,而且能够抑制帆板的挠性振动。

摘要：针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种基于输出反馈变结构控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略.首先,采用拉格朗日方法建立中心刚体上带有弹性附件的航天器的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,考虑挠性结构模态不可测的情况,为了避免设计状态观测器及其引入的误差,在输出反馈变结构控制的基础上,给出了滑模存在条件以及仅利用输出信息的变结构控制器设计方法,使系统的状态轨迹达到滑动平面,并保证闭环系统渐近稳定;在此基础上,应用输入成形方法设计成形控制器来抑制该系统的振动,使得航天器星体姿态和挠性附件的振动同时得到了有效的控制.该成形控制器的设计仅需闭环系统的振动频率和阻尼.将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动控制进行了仿真研究,结果表明,方法可行有效.

摘要：针对自由漂浮柔性空间机器人的轨迹跟踪控制问题,利用拉格朗日和假设模态法建立了动力学模型,综合考虑其欠驱动、柔性振动等特点,将其简化为一种带有柔性振动扰动完全可控的动力学模型;在此基础上,考虑载体姿态干扰,提出一种改进自适应非奇异终端滑模控制策略,该方法采用自适应技术实时在线学习扰动参数,并引入条件积分改进滑模面消除干扰引起的稳态误差,从而保证所设计的控制律对扰动具有良好的鲁棒性;最后,基于Lyapunov方法证明了该控制策略能够实现关节期望轨迹的跟踪.仿真结果表明该控制策略对载体姿态干扰下系统轨迹跟踪控制的有效性和可靠性.

摘要：针对带有输入非线性的挠性卫星的姿态机动问题,提出一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法.首先,采用拉格朗日方法建立挠性卫星的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上界的困难,又给出一种改进型自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,通过增加一负反馈项,防止了不确定界函数的参数过大而导致控制过大及系统失稳,从而使对不确定界函数的参数的估计达到更好的效果.最后,将本文提出的控制方法应用于三轴稳定挠性卫星的姿态机动控制,并进行数值仿真研究.仿真结果表明:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.

摘要：针对在轨挠性卫星姿态跟踪时存在参数不确定、外部干扰以及控制输入受限等问题,提出了一种自适应L2增益控制方法.首先利用神经网络来逼近系统中的未知非线性动态特性,设计自适应控制律来处理系统中的不确定参数;其次设计了一鲁棒控制器使得干扰力矩对系统性能输出具有L2增益,从而实现对干扰的抑制控制.最后通过引入附加的输入误差系统,设计自适应L2增益控制器,使得当控制输入一旦超出幅值限制时能够立刻恢复到限制范围内,实现对输入受限问题的解决.仿真结果表明,该控制方法能够实现高精度的姿态跟踪控制,具有一定的可行性和有效性.

摘要：针对挠性航天器反作用飞轮输入力矩受限情况下的姿态机动问题,提出了一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出了滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法,并保证闭环系统渐近稳定;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上限的困难,又给出了一种自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后,将本文提出的两种控制方法应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,并进行数值仿真研究。仿真结果表明:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,使得挠性附件的振动幅值远远小于0.001,有效地抑制挠性附件的振动。

摘要：针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种基于输出反馈滑模控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略。输入形成器作为前馈控制器作用在反馈回路的前相通道,通过改变输入命令的作用形式,在保证参考模型(标称对象)完成指定的姿态机动的同时抑制掉对系统影响较大的挠性结构的振动;而对于闭环控制回路,考虑挠性结构模态不可测、模型参数具有不匹配不确定性以及外干扰力矩的作用,在输出反馈滑模控制的基础上,给出了仅利用输出信息的滑模控制器设计方法,保证跟踪参考模型的输出以获得要求的闭环系统的性能。将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动控制进行了仿真研究,结果表明,所提出的方法是可行而有效的。

摘要：针对推力器作为执行机构的挠性卫星大角度姿态机动时帆板的振动抑制问题,提出了伪速率(PSR)调制式喷气控制与基于压电陶瓷(PZT)材料的主动振动控制技术相结合的复合控制方法.该方法的前者是采用传统的PD控制,利用四元数和角速度作为反馈信号,并基于Lyapunov方法证明了姿态的渐近稳定和模态振动的衰减性;另外,为了减少推力器的非线性开关控制激起的挠性结构振动,采用PSR的准线性调制技术使推力器产生所需要的控制力矩的脉冲序列,从而实现大角度姿态机动控制;后者是通过设计正位置反馈(PPF)补偿器以增加结构的阻尼,进一步抑制挠性结构残余振动.数值仿真结果表明,该方法不仅能够使航天器完成对姿态的机动,而且能够抑制帆板的弹性振动.