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.

摘要：在推力器执行机构输出力矩受限的条件下,针对带有输入饱和特性的挠性航天器的姿态机动问题,提出了一种将线性滑模面和时变滑模面相结合的变结构控制器设计方法,给出其切换机制以实现挠性航天器快速姿态机动给出了变结构输出反馈控制器设计的方法;最后,将本文提出的方法应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,仿真结果表明:在推力器的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.

摘要：针对航天器在轨运行时受到外部干扰以及存在执行机构部分失效故障的问题,提出一种基于自适应滑模控制的鲁棒容错控制方法.该方法利用自适应算法估计执行机构故障的最小值,并通过设计滑模变结构控制器来实现对故障的容错控制以及对干扰的抑制控制,无需精确获得执行机构故障值,从而使得设计的控制器对于故障具有一定的鲁棒性.仿真结果表明了该方法对于姿态调节过程中执行机构部分失效故障具有较强的容错能力.

摘要：针对存在外部干扰、控制饱和以及执行器故障的航天器姿态跟踪控制问题,提出了基于反步法的有限时间控制方案。通过引入一类新型的具有有限时间收敛特性的积分式滑模面,设计了满足多约束的有限时间容错姿态跟踪控制器,并利用参数自适应方法使控制器设计不依赖于系统惯量信息和外部干扰的界。该容错控制方案的设计无需在线故障信息检测、分离甚至控制器重构,并显式地考虑了执行器输出的饱和幅值要求。稳定性分析表明:在控制饱和甚至执行器故障等多约束的条件下,本文所设计的控制器不仅保证了姿态跟踪的有限时间收敛性,且对于执行器故障具有优越的容错能力;数值仿真分析进一步验证了该控制器的控制性能,以及对外部干扰和系统不确定性的鲁棒性。

摘要：针对挠性航天器飞轮输出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自适应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自适应变结构输出反馈控制器设计的方法,并采用Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后,将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,并与传统的控制方法进行比较。数值仿真研究: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;此方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。

摘要：针对挠性航天器三轴姿态同时机动时太阳帆板的振动抑制问题,提出了采用压电智能元件作为致动器的主动振动控制方法,基于Lagrangian方法和四元数参数化建立了航天器姿态动力学和运动学模型.利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了一种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控制规律,使得在大角度姿态机动的同时能有效地抑制太阳帆板的振动;基于Lyapunov方法证明了设计的动态控制器能够保证姿态的渐近稳定性和模态振动的衰减性.将该方法的控制效果与PD控制方法进行了比较,仿真验证了所给出的控制方法的可行性和有效性.

摘要：针对卫星在轨飞行过程中存在执行机构故障及带有常值干扰的控制问题,提出了一种将时延控制(TDC)与反步技术相结合的鲁棒容错控制方法。该方法在继承反步控制优点的同时,引入积分环节用于减小常值干扰引起的稳态误差;同时,利用TDC的逼近能力来补偿执行机构的故障,且对设计者而言,故障信息不需要进行在线的检测和分离,而仅需要一步状态迭代。基于Lyapunov方法从理论上证明了系统的稳定性。最后,将该方法应用于卫星的姿态调节控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、参数不确定性和执行机构故障的约束,在完成姿态调节控制的同时,具有良好的过渡过程品质。

摘要：针对挠性卫星在飞行过程中存在推力器故障、控制输入饱和受限以及外部干扰的姿态控制问题,提出了一类基于变结构控制的鲁棒容错控制设计方法.该设计在继承变结构控制的优点的同时,显式地引入推力器输出的饱和幅值,以确保控制输出在其要求界的范围内.同时,充分利用星上推力器的硬件冗余以实现对部分推力器故障的容错,这种思想的引入使得所设计的控制器对故障具有很强的自适应能力,而且对设计者而言,推力器故障信息不需要进行在线的检测和分离.最后,将该控制器应用于某型卫星姿态调节控制,仿真结果表明该控制器能有效地抑制外部干扰、挠性结构的振动和推力器故障的约束,在实现姿态调节的同时,保证其控制输出满足饱和受限界的要求,具有较好的控制性能.