基于修正型罗德里格斯参数的三维刚体摆姿态控制

3D 刚体摆是研究地球静止轨道航天器的一个力学简化模型, 它绕一个固定、无摩擦的支点旋转, 具有3 个转动自由度. 文章给出基于修正型罗德里格斯(Rodrigues) 参数描述的3D 刚体摆的姿态动力学方程, 针对3D 刚体摆姿态和角速度稳定的非线性控制设计问题, 基于无源性控制理论利用能量法设计了3D 刚体摆的系统控制器, 并证明了系统满足无源性. 构造了系统的李雅普诺夫(Lyapunov) 函数, 利用能量法设计出3D 刚体摆的姿态控制律, 并由拉萨尔(LaSalle) 不变集原理证明了该控制律的渐近稳定性. 仿真实验给出了3D 刚体摆在倒立平衡位置的姿态和角速度的渐近稳定性, 仿真实验结果表明基于能量方法的3D 刚体摆姿态控制是有效的.     

基于Gauss伪谱法的3D刚体摆姿态最优控制

研究Gauss伪谱法求解3D刚体摆姿态最优控制问题．针对其最优姿态控制问题,既要满足由任意位置运动到平衡位置姿态运动规划问题,又要满足系统含有动力学约束的力学模型问题,提出基于四元数来描述3D刚体摆的数学模型,建立3D刚体摆姿态的动力学和运动学方程,为了解决3D刚体摆在平衡位置处的姿态最优控制问题,设计基于Gauss伪谱算法的最优姿态开环控制器,得到了3D刚体摆的姿态最优控制轨迹,得到满足的可行解,通过仿真实验验证了其开环解在平衡位置的控制姿态最优性．     

勒让德伪谱法求解三维刚体摆姿态运动最优控制问题

研究伪谱法求解三维刚体摆姿态运动最优控制问题. 针对三维刚体摆这类含有约束的力学模型,提出了基于勒让德伪谱法的三维刚体摆姿态最优控制方法. 利用插值逼近设计了三维刚体摆姿态运动最优控制算法,得到了三维刚体摆的姿态最优控制轨迹,并结合松弛参数来控制插值点的取值,寻找满足的可行解. 仿真结果表明,基于勒让德伪谱法的最优控制算法使得三维刚体摆能以较小的误差运动到期望的末端姿态,且计算速度快,能够获得精度较高的控制输入量.     

一类带柔性附件充液航天器姿态机动控制

基于Lyapunov稳定性理论研究了用动量轮控制一类带轻质悬臂梁附件的充液航天器的姿态机动控制问题, 其中晃动液体用黏性力矩球摆模型代替, 悬臂梁附件用若干集中质量代替. 用动量矩定理和Lagrange方程分别推导得到航天器主刚体、等效球摆、等效集中质量的动力学方程, 所用反馈控制律包含了与动量轮角加速度密切相关的权重因子, 利用系统初、终状态和到达最终姿态所需时间解析确定此权重因子. 同时利用Lyapunov稳定性理论得到了实现最终姿态机动的稳定性判据. 数值仿真表明所用控制律的有效性, 分析附件的相对主刚体平面的转角、相对系统质心的高度、长度、刚度、质量、阻尼系数和到达最终姿态所需时间等因素对控制过程中航天器剩余章动角的影响大小.      

基于Rodrigues参数的陀螺体受控运动

经典刚体动力学中表示刚体姿态的参数中，Euler角、Cardan角和Euler参数在工程技术中使用最为普遍．近期在航天器姿态控制问题中使用Rodrigues参数的报道也引起注意，Rodrigues参数以其表达形式简明和代数运算特点而具有独特优点．航天器姿态控制系统必须具有自适应性以适应参数的变化，建立用Rodrigues参数表达的无力矩陀螺体受控运动方程，提出基于Rodrigues参数的自适应姿态控制方案，并应用Lyapunov定理证明受控运动的渐近稳定性。     

微小卫星联合执行机构的递阶饱和姿态控制方法

随着航天飞行任务复杂程度的提高,微小卫星姿态控制系统对实现大角度姿态机动的快速性及稳定性有着较高的要求。考虑到在实际大角度姿态机动过程中力矩饱和及角速度限制的因素,提出了基于欧拉轴转动的递阶饱和模糊PD姿态控制律,同时采用喷气推力器和反作用飞轮作为联合执行机构为微小卫星姿态机动提供大且精确的控制力矩。与传统PD控制律相比,模糊PD姿态控制系统的未知参数可在线自动整定。数学仿真结果表明,基于欧拉轴转动的递阶饱和模糊PD姿态控制系统能够在125 s内实现50.2°的大角度机动,稳定误差能够控制在0.002°之内。与传统PD控制律相比,此方法具有更高的精度及稳定性。     

飞轮控制航天器的自适应姿态跟踪

本文讨论飞轮控制航天器的姿态控制问题。由于航天器在运行过程中受各种复杂环境因素的影响，难以确定其动力学参数的准确值，因此姿态控制系统必须具有自适应能力，以适应不可预计的干扰和航天器自身参数的改变。文中基于滑模控制方法提出一种改进的自适应姿态控制规律，适用于有内扰动力短存在的航天器。此控制规律可在不须提供动力学参数的情况下，使飞轮控制航天器跟踪期望的姿态变化规律以实现姿态机动。利用Lyapunov直接方法证明了控制系统的渐近稳定性。对于受随机扰动力短作用的航天器姿态跟踪的时间历程进行了数值仿真，计算结果证实上述方法的有效性。     

航天器有限时间自适应容错姿态控制

针对存在执行器故障、转动惯量偏差以及外部扰动等系统不确定性的航天器姿态跟踪问题,提出一种有限时间自适应容错姿态控制方法。建立基于四元数的航天器姿态动力学模型、执行器故障模型和系统不确定性模型,并将执行器故障分为乘性故障和加性故障两大类;利用滑模控制和有限时间控制理论设计有限时间姿态控制器,并通过设计自适应变量及更新方法对执行器故障以及系统不确定性引起的控制偏差上界进行估计和补偿,使姿态控制器对故障和扰动具有良好的适应性和鲁棒性。得到的新型有限时间自适应容错姿态控制器能够保证航天器在执行器故障以及系统不确定性条件下在有限时间内精确收敛到期望值。利用Lyapunov稳定性理论证明了系统的渐进稳定性和有限时间稳定性,数值仿真验证了所提出方法的可行性和有效性。     

柔性板的时滞H∞控制的理论与实验研究

以柔性板为对象, 开展时滞H∞控制的理论与实验研究. 首先给出柔性板的时滞动力学方程; 然后利用Lyapunov-Krasovskii泛函和自由权矩阵法, 推导了闭环时滞系统渐近稳定的矩阵不等式;进而根据该矩阵不等式采用参数调节法及遗传算法, 研究了如下两类控制设计问题: 已知控制律求解最大稳定时滞量, 已知最大稳定时滞量求解H∞控制律; 最后对理论研究成果进行了数值仿真和实验验证. 结果显示, 获得的H∞控制律能够有效地抑制板的弹性振动, 所确定出的保证系统稳定性的时滞区间更接近实际情况.      

四旋翼无人机模糊自抗扰姿态控制及稳定性分析

针对四旋翼无人机姿态控制问题,设计了一种基于模糊自抗扰控制的四旋翼姿态控制器。分析了四旋翼无人机的动力学模型,给出了基于模糊自抗扰控制算法的姿态控制方案,并设计了对应的模糊自抗扰控制算法的扩张状态观测器和模糊状态误差反馈控制器。通过稳定性分析,得出了扩张状态观测器估计误差是有界的,同时给出了反馈误差稳定的充分条件。仿真结果表明,所设计的模糊自抗扰控制器,同经典自抗扰控制器相比,系统平均超调量减小约75%,降低了扰动造成的输出波动幅值约30%,表明该控制系统提高了系统稳定性和对干扰抑制能力,满足对四旋翼姿态控制要求。     

带可控臂绳系卫星释放及姿态控制

考虑带可控机械臂绳系卫星的面内运动, 研究其释放阶段的子星位置和姿态控制问题. 系绳释放时, 通过调整机械臂转角实现子星姿态的无动量轮控制. 控制律设计分为两步: 首先, 基于非线性最优控制理论, 研究在状态和控制约束下的子星位置及其姿态控制, 通过二阶Legendre伪谱法求解开环最优控制律; 其次, 以开环解为参考, 基于轨迹跟踪思想设计反馈控制器, 其中反馈控制增益由开环最优控制算法及数值插值确定. 最后通过算例研究验证了该方法的有效性.      

基于自适应滑模的重复使用运载器容错控制

针对重复使用运载器(RLV)等类飞行器存在外界干扰和执行机构故障等情况,提出一种基于姿态跟踪容错控制方法。在正常的运行模式下,姿态跟踪控制采用连续四元数反馈控制器。当系统中出现故障时,飞行器姿态将偏离参考轨迹,此时触发控制系统中滑动模态反应,使系统具有鲁棒性。通过选取适当李雅普诺夫函数,证明了所提出的控制律在存在故障的情况下是渐近稳定的。针对由于传感器干扰滑模面非零而导致的增益渐增,以及控制器性能下降问题,设计了一种具有自适应参数的自适应滑模控制律,使增益能够收敛到合理上界。最后,选取重复使用运载器再入段为对象进行仿真验证。仿真结果表明,采用有自适应滑模参数的控制系统,四元数跟踪误差能够达到10~(-4)量级。     

飞网抛射过程母卫星姿态干扰分析与姿态控制

空间飞网是一种新型的空间碎片或漂浮物回收装置. 飞网抛射过程会对母体卫星产生较大的干扰,影响卫星的姿态稳定,因此需要设计具有抗干扰能力的控制律来保证卫星姿态的稳定. 针对空间飞网直接抛射展开过程,分析了影响飞网抛射效果的主要因素,并建立了飞网发射所产生的干扰力矩模型. 针对卫星的控制要求,建立了卫星姿态控制系统的模型,设计了滑模变结构控制器,并给出数学推导过程. 最后,通过仿真对姿态干扰及控制器控制性能进行了分析研究,结果表明,设计的控制器能够保证卫星的稳定,满足设计指标要求.     

基于反演滑模的机动飞行器横向回路控制设计

针对再入机动飞行器模型的参数不确定性以及外界干扰对飞行器控制性能的影响,基于反演控制和滑模控制理论,结合飞行器的动态特性要求,设计了一种基于标称模型的再入机动飞行器横向回路姿态控制方案,并基于Lyapunov方法,给出了整个系统的稳定性证明。控制系统阶跃响应仿真结果表明:系统响应无超调,调节时间为0.6 s,稳态误差为1%,优于指标要求的超调量15%,调节时间1 s,稳态误差5%,证明所提方法对模型参数大范围摄动具有强鲁棒性,且在较大程度上提高了系统的动态性能,最终达到姿态指令的快速高精度跟踪效果。     

阵风干扰下无人直升机轨迹的自适应反步控制

针对小型无人直升机系统,提出了一种基于双环控制策略的设计方法:将快速变化的姿态控制作为系统的内环,相对缓慢变化的轨迹控制作为系统的外环。建立了在阵风干扰下无人直升机系统的数学模型,为了更好地设计控制器,对模型进行了适当的简化,即忽略了"小体力"的影响。考虑到质量m和惯性矩矩阵J存在不确定性(未知)的情况,设计用自适应律在线估计不确定参数和阵风扰动,设计了一个自适应反步控制器。然后,应用Lyapunov方法,证明了未简化模型的闭环控制系统的稳定性。最后,通过仿真验证了该方法的有效性。     

闭环双臂空间机器人系统运动规划的双向逼近方法

讨论了载体位置、姿态均不受控制的闭环双臂空间机器人系统的非完整运动规划问题. 以系统动量、动量矩守恒关系及几何约束条件为基础，建立了控制设计所需的系统状态方程； 并通过对状态方程应用双向Lyapunov方法，获得了机械臂关节角的控制输入方程，从而达到 对载体姿态及机械臂关节角的双重控制效果. 该方法的优点是减少了载体姿态控制燃料的消 耗，有效地延长了空间机器人系统的使用寿命. 通过一个平面自由漂浮闭环双臂空间机器人系统 的数值仿真，证明了方法的有效性.     

猎雷声纳基阵姿态稳定系统自适应反步法控制

针对带非线性摩擦力矩和负载扰动的高精度猎雷声纳基阵姿态稳定系统,提出了一种基于神经网络的自适应反步法控制方法。其中神经网络用于估计未知非线性摩擦力矩,进而设计反步法控制器和参数自适应律来对神经网络估计误差和负载扰动进行补偿。最后应用Lyapunov方法证明了所提出的自适应控制器能保证闭环系统的稳定性,并且可以通过选择适当的控制器参数来调整收敛率。仿真结果表明,基于神经网络的自适应反步法控制方法与PID控制相比,系统的动、静态性能指标及鲁棒性得到了全面的改善,与双闭环PID控制相比,跟踪精度提高了3倍多。     

航天器有限时间饱和姿态跟踪控制

针对刚体航天器系统,对存在模型不确定性、外界干扰力矩和控制器饱和等条件下的姿态跟踪控制问题进行了研究。首先,考虑未知模型不确定性和外界干扰,且总干扰上界为未知常数,结合快速非奇异终端滑模、快速终端滑模趋近律以及辅助系统构造了基本的鲁棒有限时间饱和控制器,并通过辅助系统直接补偿了控制器饱和;其次,针对系统总干扰具有多项式上界的情形,进一步结合自适应控制算法,对其上界函数中的未知参数进行在线估计,并设计了自适应有限时间饱和控制器。同时,基于Lyapunov稳定性理论证明了所提出控制算法的有限时间收敛特性。最后,通过数值仿真验证所提出控制算法的控制效果,在两种控制器作用下姿态的跟踪精度分别为5×10-5和1×10-5,证明了所提出控制算法的有效性。     

漂浮基空间机械臂关节轨迹跟踪的增广鲁棒控制方法

讨论了载体位置与姿态均不受控制的漂浮基空间机械臂系统的控制问题。基于增广变量法,解决了空间机械臂系统的控制方程关于系统惯性参数的非线性化问题;保持了控制方程关于系统惯性参数的线性关系。在此基础上,针对系统载荷参数不确定的情况下,提出了关节空间轨迹追踪 的增广鲁棒控制方法,并应用Lyapunov直接方法证明了 提到的控制方案能使系统满足渐近稳定性条件。通过仿真运算,证实了方法的有效性。     

一类刚-梁耦合系统平面稳态运动的稳定性

研究了中心力场中的一类刚-弹耦合系统的平面运动动力学，模型是带有一悬臂 梁的刚体. 综合考虑了系统轨道运动与姿态运动，在Lagrange力学体系下给出了系统的运 动方程，在保守系统和考虑梁的材料黏滞阻尼两种情况下，利用能量-动量方法给出了一类 相对平衡点稳定性的充分条件.