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。     

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。     

基于浸入与不变原理的四旋翼姿态系统反步滑模控制

针对较大幅度外部不确定扰动下的四旋翼姿态稳定问题,设计了一种基于浸入与不变原理(ⅠⅠ)的自适应反步滑模控制器(ABSMC)。首先建立了未知大扰动下四旋翼姿态系统动力学模型,然后以横滚角子系统搭建为例,设计并应用了反步法和基于趋进率的滑模控制策略。在扰动估计误差流型设计中,融合了ⅠⅠ原理,即自适应率的选取实现了误差流型的不变和吸引,确保估计误差收敛到0。最后,对系统进行了稳定性分析和数字仿真。结果表明,在较大未知扰动情况下,融合ⅠⅠ原理方法后,经10 s所测跟踪误差平方的累加和仅为传统ABSMC方法的11.2%,控制精度大幅提高。     

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。     

基于轨迹的平面气浮台质心实时标定方法

针对微小卫星半物理仿真系统中平面气浮台质心位置变化的问题,提出了一种基于位置观测的质心标定方法。通过测量平面三轴气浮台台体上的任意三个固定点的实时运动轨迹并进行傅里叶分析,有效地将位置信号中的交流分量提取出来,获得被测点的旋转半径,从而实时标定三轴气浮台的质心,并为气浮台惯量的标定奠定基础。数据仿真和实验结果表明,在一般的平面气浮台仿真试验环境下,可以实现5 mm的质心标定,标定精度高、误差稳定。此方法可用于变质心卫星在轨监测以及组合体卫星质心惯量的标定。     

基于扰动观测器的AUV固定时间积分滑模控制方法

针对自主水下航行器（AUV）在参数不确定性和外界干扰下水平轨迹跟踪控制问题,提出一种基于扰动观测器的固定时间积分滑模控制方法。首先将参数不确定性和外界干扰视为复合扰动,设计固定时间扰动观测器对其进行估计。然后在反步法设计框架下,结合固定时间理论和全局积分滑模控制,设计了固定时间积分滑模控制器。轨迹跟踪仿真结果表明,相比于传统滑模控制器,所设计的扰动观测器和控制器可以使位置和姿态的跟踪误差收敛至零域的速度由5.2 s缩短至约2.5 s,并且在没有观测器的帮助下跟踪误差也能收敛至稳定,具有更快的收敛速度和更高的鲁棒性。     

三轴模拟台的交叉耦合及其控制方法的研究

本文主要从三轴转台的模型出发，研究了采用状态反馈的最优控制及状态观测器来提高控制系统的自适应能力，以解决三轴台特有的不确定非线性耦合问题和变结构解耦控制。     

基于三轴摇摆台的高精度姿态试验系统

为了评定长时间船用高精度惯性导航系统姿态精度,研究利用三轴摇摆台模拟船舶运动和输出姿态基准.首先,设计实时、同步和高速的软硬件方案.其次,推导姿态基准的解算方法,并进行水平、方位的初始对准.最后,给出机械误差和水平、方位对准误差所引起的姿态误差.试验表明,三轴摇摆台给出的姿态基准均方根误差在10″内,试验系统能够实时、同步地给出姿态误差.     

基于单向滑模的永磁同步电机摩擦自适应控制

针对摩擦条件下永磁同步电机伺服系统的高精度位置控制问题进行了研究。利用单向滑模控制算法和广义麦克斯威尔滑动(GMS)摩擦模型,设计了具备摩擦前馈补偿功能的力矩控制器,对GMS模型的参数进行了自适应调节以补偿摩擦力变化。通过设计适当的趋近率,使得该控制器在保证系统稳定的同时,产生连续的期望电流信号,消除了普通滑模带来的抖振问题,同时采用反步法反推控制电压获得了保证系统总体稳定的控制信号。最后的仿真实验结果表明,提出的方法有利于提高摩擦条件下永磁同步电机控制的控制精度。     

基于模糊滑模控制的挠性航天器姿态机动及抖振抑制研究

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。     

Finite-time command-filtered approximation-free attitude tracking control of rigid spacecraft

In this paper, a finite-time command-filtered approximation-free attitude tracking control strategy is proposed for rigid spacecraft. A novel finite-time prescribed performance function is first constructed to ensure that the attitude tracking errors converge to the predefined region in finite time. Then, a finite-time error compensation mechanism is constructed and incorporated into the backstepping control design, such that the differentiation of virtual control signals in recursive steps can be avoided to overcome the singularity issue. Compared with most of approximation-based attitude control methods, less computational burden and lower complexity are guaranteed by the proposed approximation-free control scheme due to the avoidance of using any function approximations. Simulations are given to illustrate the efficiency of the proposed method.

     

Robust attitude control for rapid multi-target tracking in spacecraft formation flying

A robust attitude tracking control scheme for spacecraft formation flying is presented. The leader spacecraft with a rapid mobile antenna and a camera is modeled. While the camera is tracking the ground target, the antenna is tracking the follower spacecraft. By an angular velocity constraint and an angular constraint, two methods are proposed to compute the reference attitude profiles of the camera and antenna, respectively. To simplify the control design problem, this paper first derives the desired inverse system （DIS）, which can convert the attitude tracking problem of 3D space into the regulator problem. Based on DIS and sliding mode control （SMC）, a robust attitude tracking controller is developed in the presence of mass parameter uncertainties and external disturbance. By Lyapunov stability theory, the closed loop system stability can be achieved. The numerical simulations show that the proposed robust control scheme exhibits significant advantages for the multi-target attitude tracking of a two-spacecraft formation.     

Fixed-time sliding mode attitude tracking control for a submarine-launched missile with multiple disturbances

Nonlinear Dynamics - This paper studies a novel adaptive fixed-time sliding mode attitude tracking control for a submarine-launched missile, which is affected by sea winds, sea waves, ocean...     

基于输入成型的挠性航天器自适应姿态控制（英文）

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。     

基于MSCMG大型遥感卫星高精度姿态控制方法

针对大力矩飞轮前馈和闭环反馈补偿复杂、对精度影响敏感性大的问题,提出了基于磁浮控制力矩陀螺闭环补偿的大型遥感卫星高精度姿态控制方法。该方法采用磁悬浮力矩陀螺为控制执行机构,通过变结构反馈补偿控制律设计,建立新的运动补偿控制系统,减小相机和卫星本体耦合效应。基于磁浮力矩陀螺力矩大、反向激励扰动小、精度高的特性,将其应用于对地遥感成像相机运动补偿控制系统中,仿真结果表明,与飞轮前馈补偿相比,姿态稳定度提高了一个数量级,有效提高空间大惯量卫星姿态控制的稳定度,提升相机对地成像质量;研究结果可为甚高精度卫星姿态控制与载荷运动补偿提供参考。