Adaptive variable structure control based on backstepping for spacecraft with reaction wheels during attitude maneuver

An adaptive variable structure control method based on backstepping is proposed for the attitude maneuver problem of rigid spacecraft with reaction wheel dynamics in the presence of uncertain inertia matrix and external disturbances. The proposed control approach is a combination of the backstepping and the adaptive variable structure control. The cascaded structure of the attitude maneuver control system with reaction wheel dynamics gives the advantage for applying the backstepping method to construct Lyapunov functions. The robust stability to external disturbances and parametric uncertainty is guaranteed by the adaptive variable structure control. To validate the proposed control algorithm, numerical simulations using the proposed approach are performed for the attitude maneuver mission of rigid spacecraft with a configuration consisting of four reaction wheels for actuator and three magnetorquers for momentum unloading. Simulation results verify the effectiveness of the proposed control algorithm.

Variable structure attitude maneuver and vibration control of flexible spacecraft

A dual-stage control system design method is presented for the three-axis-rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensor and actuator. In this design approach, the attitude control and the vibration suppression sub-systems are designed separately using the lower order model. The design of attitude controller is based on the variable structure control (VSC) theory leading to a discontinuous control law. This controller accomplishes asymptotic attitude maneuvering in the closed-loop system and is insensitive to the interaction of elastic modes and uncertainty in the system. To actively suppress the flexible vibrations, the modal velocity feedback control method is presented by using piezoelectric materials as additional sensor and actuator bonded on the surface of the flexible appendages. In addition, a special configuration of actuators for three-axis attitude control is also investigated: the pitch attitude controlled by a momentum wheel, and the roll/yaw control achieved by on-off thrusters, which is modulated by pulse width pulse frequency modulation technique to construct the proper control torque history. Numerical simulations performed show that the rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque and parameter uncertainty.

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.

Attitude Control Algorithm for Reusable Launch Vehicle in Reentry Flight Phase

An attitude control algorithm for reusable launch vehicle(RLV) in reentry phase is proposed based on sliding mode variable structure control technique.The aerodynamic characteristics of RLV vary rapidly,and the serious uncertainties and nonlinearities exist in the reentry flight phase.As an example,American X-34 technology demonstrator is investigated.The chattering brought by the variable structure control technique is eliminated efficiently by choosing a suitable reaching law and a sign function.A control mode of reaction control system is presented based on the RCS scheme of X-34 vehicle.As two different attitude control effectors,aerosurfaces and RCS,are employed in the reentry flight phase,a composite control strategy based on the dynamic pressure variety is presented.Also,an actuator model and a RCS thruster model are built.Analysis and nonlinear simulation results show that the sliding mode variable structure controller achieves better performance,the overshoot and steady-state error are only 0.7% and 0.04° respectively.

Attitude tracking control for variable structure near space vehicles based on switched nonlinear systems

An adaptive robust attitude tracking control law based on switched nonlinear systems is presented for a variable structure near space vehicle （VSNSV） in the presence of uncertainties and disturbances. The adaptive fuzzy systems are employed for approximating unknown functions in the flight dynamic model and their parameters are updated online. To improve the flight robust performance, robust controllers with adaptive gains are designed to compensate for the approximation errors and thus they have less design conservation. Moreover, a systematic procedure is developed for the synthesis of adaptive fuzzy dynamic surface control （DSC） approach. According to the common Lyapunov function theory, it is proved that all signals of the closed-loop system are uniformly ultimately bounded by the continuous controller. The simulation results demonstrate the effectiveness and robustness of the proposed control scheme.

基于dSPACE的新型双滑模PMSM控制方法

设计一种基于滑模理论的永磁同步电机控制系统,利用滑模控制器代替传统的PID控制器,用滑模观测器代替传统的位置传感器。滑模控制器中针对传统滑模控制的抖振问题,引入准滑模和趋近律的概念,设计一种新的滑模控制器。滑模观测器使用连续饱和函数代替传统的开关函数,有效地减少高频噪声信号,经李亚普诺夫稳定方程证明系统的稳定性。本设计方法充分发挥滑模控制的优势。通过d SPACE实验平台的验证和Control Desk环境的实时观测,证明所设计的新的滑模控制器在消除抖振和抗干扰方面明显优于传统的滑模控制器和PID控制器,滑模观测器能准确地观测位置信号,而且针对具有噪声干扰的场合,加入卡尔曼滤波器,有效地减少了干扰信号。

多节链式倾转旋翼飞行器重构控制与运动仿真

多节链式旋翼飞行器具有构形可变换的特点,是应对运动空间变化的一种有效构形设计方式。受限于构形变化下电机共轴带来的横向转动力矩的缺失,多节链式旋翼飞行器的动态重构飞行具有无法达成的临界构形区间。为此,设计了具备横向倾转的链式旋翼机体结构,以单机臂为模块化结构基本单元,通过旋转关节实现水平向的构形变化,机臂中段配置倾转矢量关节,用以提供滚转力矩支撑。在机体运动学、动力学模型推导的基础上,引入虚拟控制量对控制分配进行线性化处理,利用Moore-Penrose伪逆求解控制效率矩阵,面向全构形变换设计了基于全驱动控制的飞行控制律。对飞行器典型构形位姿控制的稳定性、构形变换控制的可行性进行实验论证,仿真结果表明:在飞行器各典型构形飞行状态下,姿态各轴向角度跟踪最大误差不超过0.05°,构形变换过程中,姿态各轴向角度跟踪误差不超出0.1°,2种情况下,位置偏差均能控制在1 mm以内,飞行器具备各构形下稳定飞行及构形变换的能力,为进一步开展动态重构及稳健飞行提供了必要条件。

基于低通滤波器的柔性关节空间机器人时延估计跟踪控制

为解决位姿不受控情况下柔性关节空间机器人系统预抓取阶段的关节跟踪控制和振动问题,采用拉格朗日方程并结合动量守恒原理进而建立漂浮基三杆柔性关节空间机器人系统动力学方程。为提高柔性关节的等效刚度,引入关节柔性补偿的方法;即根据奇异摄动理论,将柔性关节空间机器人系统分解为慢变系统和快变系统。在此基础上,针对慢变系统设计以时延估计为主框架的滑模控制方法,同时与低通滤波器相结合消除滑模控制带来的系统抖振问题;针对快变系统设计线性速度差值反馈控制系统,抑制柔性关节给系统带来的柔性振动问题。通过仿真验证空间机械臂能够在有限时间内快速、稳定地跟踪上期望轨迹,证实该控制方案具有较好的鲁棒性和可靠性。

一种新型的感应电动机直接转矩控制

提出了一种新型的感应电动机直接转矩控制方法,采用空间矢量调制方式生成逆变器开关控制信号,从而有效减小转矩、磁链和电流的脉动。与其他基于空间电压矢量调制的直接转矩控制方法不同,定子磁链幅值与转矩控制器的设计基于变结构控制理论,具有实现简单、鲁棒性强的特点。理论分析证明了定子磁链幅值与转矩控制的渐近稳定性。仿真和实验结果表明了所提方法具有良好的动静态性能。

三轴稳定挠性卫星姿态机动时变滑模变结构和主动振动控制

针对带有控制受限的挠性卫星的姿态机动和振动控制问题,给出了一类仅利用输出信息的变结构控制和基于智能材料的主动振动控制技术相结合的复合控制方法.首先给出变结构姿态控制器的设计来完成卫星姿态机动,并给出一种切换机制以实现挠性卫星快速姿态机动;其次,采用分布式压电元件作为作动器,设计了应变速率反馈补偿器以增加挠性结构的阻尼,使其振动能够很快衰减.最后,将本文提出的方法应用于三轴稳定挠性卫星的姿态机动控制,仿真结果表明:在推力器的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.

导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现

针对带有姿控式直接侧向力/气动力复合控制系统导弹的控制律设计问题,建立了俯仰平面内姿态控制系统的数学模型,应用非线性系统理论对模型进行了分析,在此基础上建立了进行控制系统设计的简化模型。基于滑模变结构控制理论进行了复合控制律设计,并分别考虑气动力控制和直接侧向力控制的特点对所设计的控制律进行了实现。所设计的复合控制系统在进行快速攻角指令跟踪的同时,可以有效节省姿控发动机的使用数量。仿真结果说明了所提出方法的有效性。

基于反馈线性化和变结构控制的飞行器姿态控制系统设计

在大姿态角的情况下,飞行器姿态运动的非线性因素和耦合因素不容忽略,使得传统的基于小扰动假设的近似线性化处理方法面临难以克服的困难。本文首先运用反馈线性化方法,将飞行器姿态通道线性化解耦成三个单输入单输出系统,然后运用分散滑动模态变结构控制理论对每个通道分别设计变结构控制器,以期使系统获得对参数摄动和外部扰动的鲁棒性。理论研究和数值仿真表明,所设计的控制系统可以适用于飞行器大姿态角飞行的情况,并对系统参数摄动和外部扰动具有较强的鲁棒性。

大型柔性航天器动力学与振动控制研究进展

随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态的混合控制等问题越来越复杂且难于处理;航天器结构的大型化和柔性化(如大阵面天线和太阳翼等)也对其地面试验和半实物仿真提出了挑战.本文着重介绍大型柔性航天器涉及到的动力学与振动控制问题,包括航天器发射过程中的整星隔振,大型柔性结构动力学建模与振动响应分析,大型柔性航天器的结构振动与姿轨控耦合动力学及其混合控制等.提炼出航天动力学与控制领域中亟待解决的若干基础科学问题,包括:多刚柔体系统动力学建模与模型降阶(涉及大变形柔性体动力学建模、多求解器合作仿真、模型降阶、组合结构动力学建模的解析方法等);复杂结构状态空间模型构建方法与能控性(涉及状态空间模型构建的理论与实验方法、复杂结构振动控制系统的能观性与能控性等);航天器姿态运动与大型柔性结构振动的混合控制律设计(涉及姿态机动与结构振动的鲁棒混合控制、执行机构与压电控制器的协同控制等).

飞行器变结构姿态控制的研究

本文针对飞行器姿态控制中存在的子系统之间的动态耦合问题，给出了一种自适应变结构控制律。并对于变结构控制中存在的模态颤振问题提出了一种具体解决方法。理论分析和仿真研究表明此控制律具有姿态跟踪精度高，实时计算量小，便于工程实现等优点。

分段式滑模变结构无刷直流电机直接转矩控制

针对无刷直流电机直接转矩控制策略中反电动势获取困难的特点,提出了一种分段式滑模变结构反电动势状态重构的直接转矩控制方法。滑模变结构控制在本质上的不连续开关特性将会引起系统的抖振,指出了滑模变结构控制在实际控制系统中当滑模输入误差在较小范围内时产生抖振的原因,提出了采用分段式滑模变结构状态重构的方法抑制系统抖振并重构反电势。根据电磁转矩与反电势、磁链的关系,采用电压空间矢量的控制方法实现了无刷直流电机的直接转矩控制。由于滑模变结构控制与系统参数变化和外干扰无关,因此滑模变结构控制系统的鲁棒性要比常规的连续系统强。实验结果验证了分段式滑模变结构控制能有效改善系统的抖振问题,并进一步提高了系统的快速性与鲁棒性。

空间拦截器姿态控制系统变结构控制规律研究

结合空间拦截器的姿态控制问题,本文介绍了一种对系统参数摄动和外在不确定性干扰具有鲁棒性的变结构控制律。在此基础上,研究了当控制信号幅值受限的情况下,非线性系统的变结构控制律的设计问题。此方法考虑了空间拦截器姿控发动机推力幅值受限这一实际情况,提出了基于姿态角双包络线概念的实用姿控方法。因此,更符合系统实际的运行情况。仿真结果证明了此方法的有效性。

空间飞行器大角度机动递阶饱和控制律设计

针对以飞轮为执行机构的空间飞行器进行姿态大角度机动递阶饱和控制。在初始状态任意,反作用轮输出力矩受限、速率饱和约束条件下,提出递阶饱和的变结构机动策略,即针对飞行器的运动学模型,利用飞行器的误差四元数和角速度,通过绕瞬时欧拉轴旋转,引入误差四元数限幅器,对姿态偏差进行逐次消除,提出了不需事先规划轨迹的绕欧拉轴逐次逼近控制算法。并且引入模糊推理规则来改进递阶饱和变结构控制设计,使得系统轨迹既能快速趋近滑动面又能降低抖振,有效减弱了一般变结构控制律中抖振问题,从而提高了变结构控制律的品质。

带有干扰观测器的凝视航天器姿态变结构控制

研究了实现对地凝视观测时的航天器姿态控制问题.首先介绍了对地凝视模式及其成像优点,继而推导出实现对地凝视的期望姿态四元数和期望角速度,在此基础上得到姿态相对动力学和运动学方程;考虑到提高凝视成像精度、延长成像时间的要求,设计了一种变结构控制律,并采用干扰观测器的方法来抑制变结构控制的固有振颤,提高控制效果,并对这种方法和传统控制方法进行了比较.仿真结果表明,在实现对地凝视的姿态控制过程中,设计的控制器响应速度更快,具有更好的鲁棒性,并减弱了变结构控制的振颤问题.

轻型高精度卫星的变结构姿态控制器

针对某些小卫星高指向精度和高稳定精度的姿态控制要求 ,设计了能克服反作用轮转速过零扰动的变结构姿态控制器 ,并对反作用轮转速过零时低速摩擦对卫星姿态产生扰动的机理进行了分析 ,建立了仿真用反作用轮低速摩擦动力学模型。同 PID控制器相比 ,该变结构姿态控制器能有效抑制反作用轮的低速摩擦影响 ,并具有良好的鲁棒性。数学仿真进一步证明了该变结构姿态控制器的有效性 ,其指向精度和稳定精度分别可达 0 .3°和 0 .0 0 1°/

变结构空间矢量控制技术在STATCOM中的应用

针对目前静止同步补偿器(STATCOM)控制中普遍存在的计算复杂、参数难以整定的缺点,提出一种基于滑模变结构的电压空间矢量直接电流控制方法。该方法综合了滑模变结构和电压空间矢量控制的优点,当系统处于暂态时,直接选择滑模控制率使暂态分量迅速减小;当系统处于稳态时,引入基于电压空间矢量的直接电流控制方法,使误差电流趋于零缓慢变化,防止振荡。此外,由于电压空间矢量控制方法的引入,还能有效降低逆变器开关频率,降低损耗,稳定直流电压。仿真分析和实验结果表明,采用本文所提出的控制方法能有效补偿系统无功,提高功率因数,稳定直流侧电压。