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：针对刚性体和柔性体组成的挠性航天器进行动力学建模研究。首先,建立中心刚体和挠性梁2个子系统;然后建立基于正交理论的离散动力学模型,设计有限空间动力学模型控制方案;最后通过仿真计算对本文提出的模型进行验证,仿真结果证明,建立的模型阐明了动力学刚化现象产生的原因和对航天器产生干扰的干扰源,能够精确全面地显示挠性航天器刚性-耦合系统的动力学现象。同时设计的一阶动力学模型能够很好地对动力学刚化产生的干扰进行抑制。

摘要：针对快速调姿挠性航天器的姿态控制问题,提出一种基于输入成型的自适应姿态控制方法,解决俯仰、偏航、滚转三通道的控制耦合问题,抑制航天器挠性振动、提高姿态控制精度。首先,建立了考虑弹性振动、执行器故障及惯量不确定性的挠性航天器姿态动力学模型。基于欧拉轴角提出一种姿态机动参考轨迹设计方法,避免了俯仰、偏航、滚转三通道的耦合问题。通过多模输入成型方法对姿态机动参考轨迹进行修正,以抑制航天器弹性振动。采用自适应容错控制方法对修正后的参考轨迹进行跟踪,以实现挠性航天器快速姿态机动任务。数值仿真结果表明,与传统PD姿态控制方法相比,所提出的基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制方法可将残余弹性振动幅值和姿态控制偏差降低两个数量级,验证了该方法的有效性。

摘要：本文研究在控制器能量受限条件下，一类挠性航天器的姿态控制问题。考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器，并假定系统在一平面内作旋转运动。针对航天控制工程中执行机构的工作模式，基于系统的无穷维模型，本文设计了简单易行的变结构控制方案，并证明了相应的闭环系统的渐近稳定性。数值仿真和物理实验结果显示了所设计的控制算法的有效性。

摘要：　考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器,在建立挠性系统动力学模型的基础上,基于"喷气-飞轮"执行机构工作模式,设计了简单易行的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制.通过最优控制理论设计弹性稳态器,抑制由于刚体运动而激发的弹性振动.实现了旋转机动的同时,有效抑制了弹性振动.

摘要：为了缓解姿态机动控制中快速性与稳定度的矛盾,该文研究了挠性航天器大角度姿态机动的路径规划及其参数优化。在动力学分析的基础上设计了鲁棒姿态控制律,规划了一种非对称的梯形速度机动路径,建立了挠性航天器姿态快速机动模式的路径规划多目标优化模型;为保证优化解集的多样性,改善机动路径优化过程中决策者偏好信息的引入问题,应用一种改进的r支配多目标优化算法对姿态机动路径进行规划,实现了挠性航天器大角度姿态机动。仿真结果证明了机动路径规划和所提优化方法的有效性。

摘要：针对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主动振动抑制方法。采用拉格朗日方法和四元数参数化建立了挠性航天器的非线性模型。利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了1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动态控制规律,并采用压电作动器来抑制挠性结构的振动。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的振动的衰减。仿真结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性。

摘要：针对挠性航天器姿态机动控制问题,设计了一种模糊滑模控制律。在原有的滑模控制基础上,用连续光滑的双曲正切函数代替了符号函数,并采用模糊控制对切换增益进行了改进,以抑制系统的抖振。考虑到挠性航天器初始阶段控制力矩过大的情况,引入了滞后因子,减小了控制力矩输出,避免了由此引起的挠性附件的振动问题。数值仿真结果表明:所设计的模糊滑模控制律不仅能够实现挠性航天器的姿态机动,而且有效抑制了挠性附件的抖振,具有更好的控制性能。

摘要：本文针对挠性航天器执行器故障问题,提出了一种基于最小特征值的自适应故障补偿方法.首先,针对由故障和挠性模态引起的系统不确定性进行参数化;其次,为了解决由故障引起的控制增益矩阵的不确定性,构造了新的控制增益矩阵,并利用该矩阵的最小特征值设计标称控制信号;而后,设计自适应律对标称控制信号中的不确定参数进行估计,构成自适应控制信号,保证了系统稳定性和渐近跟踪性能;最后,仿真结果验证了本文提出的自适应控制方法的有效性.

摘要：针对同时具有干扰和时变输入时滞的挠性航天器的H∞控制问题,首先采用状态空间法描述一类具有干扰和输入时滞的挠性航天器模型;然后基于李亚普诺夫稳定理论和线性矩阵不等式(linear matrix inequality,LMI)法,通过构造一个新型的增广李亚普诺夫泛函,建立基于LMI形式的时滞相关的H∞状态反馈控制器设计方法,此法设计的反馈控制器增益依赖松弛矩阵而非正定的李亚普诺夫矩阵;最后,通过数值仿真验证该控制方法的有效性并分析其时滞量、H∞性能指标及时滞积分不等式分解系数对闭环系统性能的影响.与传统的设计相比,由于引入了松弛矩阵并在泛函求解过程中引入了时滞积分不等式分解系数,因此该设计方法既能提升设计的灵活性又能降低设计的保守性.