基于扰动观测器的大挠性航天器姿态预见控制

针对航天器的大型挠性附件振动会严重影响其姿态控制的问题,设计了基于扰动观测器的信息融合姿态预见控制器。将挠性附件振动引起的不确定项视作对姿态的复合扰动,设计扰动观测器对该复合扰动进行实时估计。在此基础上,通过融合期望轨迹和系统动态方程等信息,依据信息融合理论,推导了大挠性航天器的姿态预见控制律,用以改善航天器姿态系统的控制性能。所设计的姿态控制算法具有设计过程简单及容易实现等优点。仿真结果表明,所设计的控制策略对挠性附件振动具有较好的抑制作用,航天器姿态角能快速达到期望指令,具有良好的控制特性。

大挠性航天器的模糊模型预测控制

针对带有大型挠性附件的航天器姿态控制系统,将自适应模糊控制和模型预测控制相结合,设计了大挠性航天器的模糊模型预测姿态控制策略。基于大挠性航天器的动力学模型,采用泰勒展开设计出了非线性模型预测控制律,避免了预测控制在线优化过程中繁琐的计算,有效降低了计算复杂度。针对大挠性附件振动导致的不确定性扰动对姿态控制的影响,使用自适应模糊控制来逼近不确定扰动。基于Lyapunov理论证明了控制系统的稳定性,并推导了模糊参数的自适应律。仿真结果表明所设计的控制策略对大挠性附件振动有很好的抑制作用,可以控制姿态角对期望值实现快速跟踪,具有较好的控制特性。

大型挠性航天器的鲁棒模型预测姿态控制

针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。

基于自触发的大挠性航天器模型预测姿态控制

针对大挠性航天器,考虑其控制量受限,设计了自触发模型预测姿态控制系统。在控制量更新时刻,基于模型求解优化问题推导出预测控制序列,取控制序列的前若干步来控制实际系统。不同于传统模型预测控制需要在每个采样时刻求解优化问题,该控制方法采用自触发策略确定控制量更新时刻和预测时域,以有效减少优化问题的求解次数,从而缩短了控制算法的在线计算时间,使系统状态能快速进入终端区域,然后采用状态反馈控制使姿态角迅速到达期望值,证明了控制算法的可行性及自触发预测姿态控制系统的稳定性。仿真结果表明,该姿态控制方法可使大挠性航天器姿态角快速跟踪姿态角期望值,有较好的动静态性能。

大挠性航天器的自触发模型预测控制

针对大挠性附件的剧烈振动严重影响大型挠性航天器姿态精度的问题,设计了基于自触发机制的模型预测姿态控制策略。不同于传统模型预测控制策略需要在每个采样时刻求出最优控制序列,自触发模型预测控制仅在触发时刻求解优化问题算出最优控制序列。根据自触发算法计算下一个触发时刻和预测时域,在到达下一个触发时刻前,取最优控制序列中前几步控制量施加到实际系统中,从而降低优化问题的求解频率,缩短控制策略的在线计算时间。所设计的自触发控制可使系统状态快速进入终端集,而后切换为状态反馈控制姿态快速跟踪上期望值。最后,开展了仿真校验。仿真结果表明,所设计的控制算法能控制大挠性航天器迅速达到期望姿态,具有较好的控制特性。