多模态充液挠性航天器有限时间控制

针对多模态充液挠性航天器在有限时间内完成姿态大角度机动等问题,提出了一种有限时间控制方法。为减小航天器机动过程中挠性附件振动和液体晃动强度,设计了一种机动性更加灵活的正弦过渡角机动度七段路径规划方法,把期望信号规划为更加连续光滑的路径,避免了阶跃响应引起的剧烈挠性部件振动和液体晃动。利用输入成型器对路径规划后的期望信号进一步调制,有效抑制了残余振动和液体晃动。最后,通过仿真研究验证了所提控制方法的有效性。

充液挠性航天器液体晃动模态观测及滑模姿态控制

针对充液挠性航天器姿态机动过程中挠性附件振动和液体晃动等问题,提出了一种带有稳态液体晃动补偿的滑模变结构控制方法。基于Lyapunov稳定性理论,设计了一种改进的滑模变结构姿态控制律,采用平方根函数代替符号函数以减小抖振。考虑到液体晃动频率低阻尼小的特点,为提高姿态稳定控制的性能,设计了一种液体晃动模态观测器,在稳态过程中补偿液体晃动对航天器姿态的影响。仿真结果表明,所提控制方法可有效提高充液挠性航天器姿态的稳态指向精度和稳定度。

充液挠性航天器姿态机动控制的多目标优化

针对充液挠性航天器姿态快速机动、快速稳定的控制要求,为减小姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发,设计了一种基于正弦型加加速度的姿态机动路径规划方法。为进一步提高姿态控制性能,提出了一种基于云多目标粒子群算法的姿态控制器参数和机动路径参数联合优化方法。以最小化充液挠性航天器三轴姿态达到指定指向精度的时间以及三轴姿态稳定度,构建多目标优化模型,并应用云多目标粒子群算法求取姿态控制器参数和机动路径参数的Pareto最优解。仿真结果表明:采用多目标联合优化算法得到的控制器与路径参数,能够有效减小液体晃动和挠性附件振动,显著提高充液挠性航天器大角度姿态机动的快速性和稳定性。

充液挠性飞行器的变结构控制

给出了带有多个挠性附件的充液飞行器的动力学方程,针对此模型采用变结构控制方法设计了系统的控制器.控制任务包括操纵天线使之跟踪事先给定的运动规律,并保持星体在惯性空间稳定,同时有效地抑制附件的弹性振动.通过仿真算例验证了此控制律的有效性.

轨道快速机动期间的姿态鲁棒稳定控制方法研究

根据挠性充液航天器刚液柔强耦合、变参数及模型不确定的特点,研究了一种神经网络输出变结构控制算法。根据该算法提出了轨道快速机动下的姿态控制方案,设计了控制系统并对干扰力矩、模型不确定性等工况进行了仿真。仿真结果表明在发动机干扰力矩和模型不确定情况下,系统能够快速稳定到要求的精度。所设计的系统具有较强的鲁棒性,能够抑制挠性附件振动和液体晃动的影响。