Vibration control of flexible spacecraft actuated by piezoceramics via variable structure strategy

This paper presented a hybrid control scheme to vibration reduction of flexible spacecraft during rotational maneuver by using variable structure output feedback control （VSOFC） and piezoelectric materials. The control configuration included the attitude controller based on VSOFC method and vibration attenuator designed by constant-gain negative velocity feedback control. The attitude controller consisted of a linear feedback term and a discontinuous feedback term. With the presence of this attitude controller, an additional flexible control system acting on the flexible parts can be designed for vibration control. Compared with conventional proportional-derivative （PD） control, the developed control scheme guarantees not only the stability of the closed-loop system, but also yields better performance and robustness in the presence of parametric uncertainties and externai disturbance. Simulation results are presented for the spacecraft model to show the effectiveness of the proposed control techniques.

控制受限的挠性航天器姿态机动自适应变结构输出反馈控制

针对挠性航天器飞轮输出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自适应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自适应变结构输出反馈控制器设计的方法,并采用Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后,将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,并与传统的控制方法进行比较。数值仿真研究:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动;此方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。

带有输入非线性的挠性航天器姿态机动变结构控制

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。

挠性航天器姿态机动的变结构主动振动抑制

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种双回路鲁棒主动振动控制方法.首先,对各低阶振动模态设计正位置反馈补偿器,增加挠性模态的阻尼,使其振动能够快速衰减;然后,基于变结构输出反馈控制理论,给出控制器的设计方法.最后,将该方法应用于挠性航天器姿态机动控制,仿真结果表明,所提出的方法是可行而有效的.

挠性航天器姿态机动的主动振动控制

研究了挠性航天器姿态机动过程中挠性附件的主动振动控制问题。针对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,采用滑模变结构控制策略进行挠性航天器的大角度机动控制,为了快速抑制由于刚体运动而激发的弹性振动,在挠性梁上配置压电致动器,并通过速度反馈设计压电致动器的控制律。仿真结果表明,此方法在实现了旋转机动的同时,有效抑制了弹性振动。

基于变结构/输入成形的航天器振动抑制方法

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种基于输出反馈变结构控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略.首先,采用拉格朗日方法建立中心刚体上带有弹性附件的航天器的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,考虑挠性结构模态不可测的情况,为了避免设计状态观测器及其引入的误差,在输出反馈变结构控制的基础上,给出了滑模存在条件以及仅利用输出信息的变结构控制器设计方法,使系统的状态轨迹达到滑动平面,并保证闭环系统渐近稳定;在此基础上,应用输入成形方法设计成形控制器来抑制该系统的振动,使得航天器星体姿态和挠性附件的振动同时得到了有效的控制.该成形控制器的设计仅需闭环系统的振动频率和阻尼.将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动控制进行了仿真研究,结果表明,方法可行有效.

挠性航天器大角度机动的变结构控制

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 ,采用等速趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制 ,并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 。

挠性航天器大角度机动的滑模变结构控制

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,采用指数趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制,并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。数字仿真表明,提出的控制策略在实现旋转机动的同时,有效地抑制了弹性振动。

改进型正位置反馈/变结构卫星姿态主动控制

针对挠性卫星大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种双回路鲁棒主动振动控制方法。首先,采用压电智能元件作为作动器和敏感器,通过求解一个带有线性不等式约束的最优静态输出反馈控制问题,给出了设计低阶振动模态最优正位置反馈补偿器的算法;然后,考虑到挠性结构模态不可测,给出了仅利用输出信息的自适应变结构姿态控制器设计方法,使闭环系统的轨迹渐近趋于滑动模态区,并且避免了确定不确定性和外干扰界函数上限的困难。最后,将该方法应用于挠性航天器的大角度姿态机动控制,并进行了仿真研究,结果表明,所提出的方法是可行而有效的。

改进型自适应变结构的挠性卫星姿态机动控制

针对带有输入非线性的挠性卫星的姿态机动问题,提出一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法.首先,采用拉格朗日方法建立挠性卫星的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上界的困难,又给出一种改进型自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,通过增加一负反馈项,防止了不确定界函数的参数过大而导致控制过大及系统失稳,从而使对不确定界函数的参数的估计达到更好的效果.最后,将本文提出的控制方法应用于三轴稳定挠性卫星的姿态机动控制,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,有效地抑制挠性附件的振动.

基于遗传算法的挠性航天器大角度机动的变结构控制

为改善带挠性梁航天器大角度机动的变结构控制精度,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,并采用遗传算法(GA)优化了滑动平面和边界层厚度。仿真结果表明,优化后的控制器能对航天器的大角度机动进行有效控制。

模糊变结构控制在挠性航天器姿态机动中的应用

以中心刚体带挠性附件的航天器为对象,研究了姿态控制时中心体与附件振动衰减之间的关系。提出了基于模糊规则的趋近律控制,即用模糊规则来选择趋近律的参数,以达到改善品质控制的目的。仿真结果表明,提出的方法在实现旋转机动的同时,有效地抑制挠性附件的弹性振动。

控制受限的挠性航天器大角度机动变结构控制

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.