(,指向跟踪,相对罗德里格)海博,2012)控制理论)基于反步法的主从航天器相对姿态控制
航天器制导与控制课后题答案(西电)
航天器制导与控制课后题答案(西电)1.3 航天器的基本系统组成及各部分作用？航天器基本系统一般分为有效载荷和保障系统两大类。
有效载荷:用于直接完成特定的航天飞行任务的部件、仪器或分系统。
保障系统:用于保障航天器从火箭起飞到工作寿命终止, 星上所有分系统的正常工作。
1.4 航天器轨道和姿态控制的概念、内容和相互关系各是什么?概念：轨道控制：对航天器的质心施以外力, 以有目的地改变其运动轨迹的技术; 姿态控制：对航天器绕质心施加力矩, 以保持或按需要改变其在空间的定向的技术。
内容：轨道控制包括轨道确定和轨道控制两方面的内容。
轨道确定的任务是研究如何确定航天器的位置和速度, 有时也称为空间导航, 简称导航; 轨道控制是根据航天器现有位置、速度、飞行的最终目标, 对质心施以控制力, 以改变其运动轨迹的技术, 有时也称为制导。
姿态控制包括姿态确定和姿态控制两方面内容。
姿态确定是研究航天器相对于某个基准的确定姿态方法。
姿态控制是航天器在规定或预先确定的方向( 可称为参考方向)上定向的过程, 它包括姿态稳定和姿态机动。
姿态稳定是指使姿态保持在指定方向, 而姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。
关系：轨道控制与姿态控制密切相关。
为实现轨道控制, 航天器姿态必须符合要求。
也就是说, 当需要对航天器进行轨道控制时, 同时也要求进行姿态控制。
在某些具体情况或某些飞行过程中,可以把姿态控制和轨道控制分开来考虑。
某些应用任务对航天器的轨道没有严格要求, 而对航天器的姿态却有要求。
1.5 阐述姿态稳定的各种方式, 比较其异同。
姿态稳定是保持已有姿态的控制, 航天器姿态稳定方式按航天器姿态运动的形式可大致分为两类。
自旋稳定:卫星等航天器绕其一轴(自旋轴) 旋转, 依靠旋转动量矩保持自旋轴在惯性空间的指向。
自旋稳定常辅以主动姿态控制, 来修正自旋轴指向误差。
三轴稳定: 依靠主动姿态控制或利用环境力矩, 保持航天器本体三条正交轴线在某一参考空间的方向。
一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法
一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法一、引言小天体探测是人类探索太空的重要任务之一。
由于太空环境的复杂性及小天体自身的不稳定性，小天体的探测对探测器的运动精度和控制稳定性提出了极高的要求。
探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法是保证探测器精确绕飞小天体的基础之一。
本文将对现有的绕飞轨道控制方法进行分析总结，并提出一种基于快速自适应控制的绕飞轨道主动抗扰控制方法。
二、绕飞轨道主动抗扰控制方法分析总结目前，绕飞轨道主动抗扰控制方法主要分为基于PID 控制、基于模型预测控制、基于神经网络控制等方法。
这些方法在实践中应用广泛，但仍存在各自的缺点。
2.1基于PID 控制PID 控制是一种广泛应用于各种控制系统中的传统控制方法。
该方法可以简单地通过测量系统误差及其变化率，来对控制输入信号进行调整。
因此，该方法对系统结构与参数的依赖性较小，且易于实现。
但是，PID 控制方法存在一定的局限性，如对系统动态特性要求较高，对随机扰动的抑制能力较弱等。
2.2基于模型预测控制模型预测控制是一种适用于多变量、非线性系统的先进控制方法。
该方法通过建立系统的数学模型，预测系统随时间的响应，并基于预测结果进行控制操作，实现对系统稳态和动态特性的控制。
但是，该方法需要建立准确的系统模型，且模型精度对控制效果有较大影响，同时计算量较大，对计算能力要求较高。
2.3基于神经网络控制神经网络控制是一种基于生物神经网络工作原理的非线性控制方法。
该方法通过模拟人类神经系统对外部信息的处理过程，实现对系统的高效控制。
神经网络控制方法具有自我学习和自适应的特点，可以通过强化学习等方法自我优化，并适用于复杂非线性系统。
但是，该方法对网络拓扑结构的选取、网络结构设计及训练算法的优化等方面有较高的要求，且工作原理较为复杂。
三、快速自适应控制方法快速自适应控制是一种基于最小二乘法的优化方法，可以通过运用非常有限的数据进行快速反馈调节。
该方法不需要事先建立系统模型，可以通过对系统输出响应进行瞬时优化来实现显示控制，并在各种环境下具有良好的控制性能。
航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法
·２２·空间控制技术与应用ＡｅｒｏｓｐａｃｅＣｏｎｔｒｏｌａｎｄＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ第３６卷第６期２０１０年１２月航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法王冬霞，石恒，贾英宏，周付根（北京航空航天大学，北京１００１９１）摘要：航天器姿态指向跟踪（ＡＰＴ）技术是近年来引起深入研究的关键技术之一，设计一种自适应滑模控制律，通过设计自适应律考虑有界干扰力矩和转动惯量不确定因素的影响，同时使用滑模控制设计方法保证控制算法的鲁棒性，用双曲正切函数代替符号函数来克服滑模控制中存在的抖振问题，实现受控航天器的某个指向（相机或天线）保持对运动目标的跟踪．控制方案采用修正罗德里格斯参数（ＭＲＰ）描述航天器姿态，用喷气推力器作为航天器的姿态执行机构．仿真结果显示了控制律的有效性．关键词：姿态指向跟踪；自适应滑模控制；修正罗德里格斯参数中图分类号：Ｖ４４８．２文献标识码：Ａ文章编号：１６７４－１５７９（２０１０）０６－００２２－０５ＡｄａｐｔｉｖｅＳｌｉｄｉｎｇ－ＭｏｄｅＣｏｎｔｒｏｌｆｏｒＳｐａｃｅｃｒａｆｔＡｔｔｉｔｕｄｅＰｏｉｎｔｉｎｇａｎｄＴｒａｃｋｉｎｇＳｙｓｔｅｍＷＡＮＧＤｏｎｇｘｉａ，ＳＨＩＨｅｎｇ，ＪＩＡＹｉｎｇｈｏｎｇ，ＺＨＯＵＦｕｇｅｎ（ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｂｅ彬ｎｇ１００１９１，Ｃｈｉｎａ）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔａｔｔｉｔｕｄｅｐｏｉｎｔｉｎｇａｎｄｔｒａｃｋｉｎｇ（ＡＰＴ）ｉｓｏｎｅｏｆｋｅｙｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓｔｏｂｅｌｕｃｕｂｒａｔｅｄｒｅ－ｃｅｎｔｌｙ．Ｔｈｉｓａｒｔｉｃｌｅｉｓａｉｍｅｄｔｏｄｅｓｉｇｎａｋｉｎｄｏｆａｄａｐｔｉｖｅｓｌｉｄｉｎｇｍｏｄｅｃｏｎｔｒｏｌｌａｗ．Ｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇｅｆｆｅｃｔｓｏｆｓｏｍｅｕｎｃｅｒｔａｉｎｆａｃｔｏｒｓｓｕｃｈａｓｂｏｕｎｄｅｄｄｉｓｔｕｒｂｉｎｇｔｏｒｑｕｅａｎｄｒｏｔａｔｉｏｎａｌｉｎｅｒｔｉａ，ｔｈｅａｄａｐｔｉｖｅｌａｗｓｃｈｅｍｅｉｓｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ａｓｌｉｄｉｎｇｍｏｄｅｃｏｎｔｒｏｌｍｅｔｈｏｄｉｓｕｓｅｄｔｏｇｕａｒａｎｔｅｅｔｈｅｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓｏｆｔｒｏｌａｌｇｏｒｉｔｈｍａｎｄｉｔｕｓｅｓｈｙｐｅｒｂｏｌｉｃｔａｎｇｅｎｔｆｕｎｃｔｉｏｎ，ｉｎｓｔｅａｄｏｆｓｉｇｎｆｕｎｃｔｉｏｎ，ｔｏａｖｏｉｄｔｈｅｂｕｆｆｅｔｅｘｉｓｔｅｄｉｎｓｌｉｄｉｎｇｍｏｄｅｃｏｎｔｒｏｌ，ｔｈｕｓｋｅｅｐｉｎｇｓｐｅｃｉｆｉｃｐｏｉｎｉｔｉｎｇｏｆｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄｓｐａｃｅｃｒａｆｔｔｒａｃｋｉｎｇｓｏｍｅｍｏｖｉｎｇｏｂｊｅｃｔ．Ｉｎｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｍｅｔｈｏｄ。
航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法
文献标 识码 ： Ａ
文 章 编 号 ： ６ ４ １７ （ ０ ０ ０ －０ ２０ １７ —５ ９ ２ １ ） ６０ ２ — ５
Ａｄ ｐ ｖ ｌ ｉ ｇ Ｍ ｏ ｅ Ｃｏ ｔ ｏ ｏ ｐ ｃ ｃ ａ ｔＡｔ ｔ ｄ ｉ ｔｎ ｎ ａ ｋ ｎ ｙ ｔ ｍ ａ ｔ ｅ Ｓ ｉ ｎ － ｄ ｎ ｒ ｌｆ ｒ Ｓ ａ ｅ ｒ ｆ ｔ ｕ ｅ Ｐｏｎ ｉ ｇ ａ ｄ Ｔｒ ｃ ｉ ｇ Ｓ ｓｅ ｉ ｄ ｉ
量 不 确 定 因素 的 影 响 ， 时 使 用 滑 模 控 制 设 计 方 法 保 证 控 制 算 法 的 鲁 棒 性 ， 双 同 用 曲 正 切 函数 代 替 符 号 函 数 来 克 服 滑 模 控 制 中存 在 的 抖 振 问题 ， 现 受 控 航 天 器 实 的 某 个 指 向 （ 机 或 天 线 ） 持 对 运 动 目标 的 跟 踪 ． 制 方 案 采 用 修 正 罗 德 里 格 相 保 控
Ｗ ＡＮＧ Ｄｏ ｘａ，Ｓ ｎ ，Ｊ Ａ ｎ ｈｏ ｇ ，ＺＨＯＵ ｕ ｅ ｎｇ ｉ ＨＩ Ｈｅ ｇ Ｉ Ｙｉ ｇ ｎ Ｆｇｎ
（ ｅｉ ｎｖｒ ｔ ｏ ｅｏａ ｔｓ ｎ ｓｏ ａ ｔ ｓ Ｂ ｑ ｇ１ ０ ９ ， ｈｎ ） Ｂ ｉ ｇ Ｕ ｉ ｓｙ ｆＡ ｒｎ ｕ ｃ ａ ｄＡｔ ｎ ｕ ｃ， ｅ ｉ ０ １ １ Ｃ ｉ ｊ ｎ ｅ ｉ ｉ ｒ ｉ ｎ ａ
斯参数 （ Ｐ 描述 航 天器姿 态 ， ＭＲ ） 用喷 气推 力器作 为航 天 器的姿 态执 行 机构 ． 真 仿
先进控制理论在航天器制导控制中的应用研究
先进控制理论在航天器制导控制中的应用研究航天器制导控制是航天器飞行中的重要环节，它包括导航控制、姿态稳定、轨道控制等方面。
随着计算机和控制技术的飞速发展，先进控制理论也被广泛应用于航天器制导控制中。
本文将从先进控制理论的发展、航天器制导控制的基本概念以及先进控制理论在航天器制导控制中的应用等方面展开论述。
一、先进控制理论的发展随着现代工业技术的飞速发展，传统控制理论已经难以满足现代工业系统的要求。
因此，一些新的控制理论应运而生，其中最为重要的就是先进控制理论。
先进控制理论是指在控制系统中应用更加先进的控制方法，如：模糊控制、神经网络控制、自适应控制、鲁棒控制等等。
这些新的控制方法可以更好地适应现代工业系统的需要，提高系统的控制精度和稳定性。
二、航天器制导控制的基本概念航天器制导控制是指应用各种导航、控制手段，对航天器的飞行进行控制和调整，以实现航天器的轨道、飞行姿态等要求。
航天器制导控制系统的核心是姿态控制，即通过对航天器进行姿态控制，使其达到所需的方向和角度，以便完成特定的任务。
航天器制导控制系统还包括轨道跟踪、航向控制等多个功能模块，其主要任务是确保航天器能够按照预定的轨道和飞行姿态安全、准确、稳定地完成各项任务。
三、先进控制理论在航天器制导控制中的应用3.1 鲁棒控制鲁棒控制是先进控制理论中的一种重要控制方法，它可以有效地解决系统中存在的不确定性问题，提高系统控制的鲁棒性和鲁棒性能。
在航天器制导控制中，鲁棒控制可以很好地应用于姿态控制中，提高航天器在不确定环境中的自适应控制能力和抗干扰能力。
同时，鲁棒控制还可以在保证姿态控制精度的同时，提高控制速度，提高航天器的灵敏度。
3.2 模糊控制模糊控制是先进控制理论中的又一种重要控制方法，它可以在系统存在不确定性和非线性时，对系统进行精确的控制。
在航天器制导控制中，模糊控制可以应用于轨道控制和航向控制中，通过建立系统的模糊控制模型，可以对不同的环境、天气、速度等因素进行智能化的控制。
“空间翻滚目标捕获过程中的航天器控制理论与方法”重大项目指南
附件HYPERLINK ""21.“空间翻滚目标捕获过程中的航天器控制理论与方法”重大项目指南空间目标的在轨捕获是完成空间飞行器在轨服务与维护的前提，如对卫星进行在轨装配、故障维修、燃料加注、模块更换、技术升级以及辅助机构展开等，都需要首先完成卫星的空间在轨捕获。
空间飞行器在轨服务与维护是航天领域未来重要发展方向，目前国际国内都安排了大量的研究计划。
航天器控制是空间目标捕获的基础，也是实现在轨服务的关键。
由于空间翻滚目标（这里主要包括空间垃圾、失效航天器、失控航天器等）属于非合作目标，它在信息层面上不沟通、机动行为上不配合，其捕获更具挑战性。
本重大项目主要围绕空间翻滚目标捕获过程中航天器控制方法展开研究，为实现航天器在轨服务与维护奠定理论基础。
一、科学目标面向我国航天未来发展的重大需求，围绕空间翻滚目标捕获过程中航天器控制理论与方法的基础问题开展研究，力争实现以下三方面理论突破：与非合作目标交会的航天器多约束智能自主规划与控制理论与方法；空间翻滚目标的位姿估计与跟踪控制理论与方法；变构型航天器联合体的姿轨控制理论与方法。
同时实现以下三方面技术突破：航天器相对失效目标的高精度姿态跟踪、超近距离强迫伴飞的控制技术；机械臂抓捕翻滚目标后联合体的快速姿态稳定控制技术；机械臂抓捕翻滚目标后联合体的轨道机动控制技术。
主要理论成果在国际著名等刊物上发表并产生重要影响，技术成果申请系列发明专利。
构建空间翻滚目标捕获过程中的航天器控制方法的半实物仿真实验系统，完成地面仿真实验，力争开展相关理论、方法和技术成果的空间演示验证。
培养一批我国航天领域高水平的理论和工程技术人才，为我国航天事业做出贡献。
二、研究内容围绕空间翻滚目标的捕获任务，针对目标交会、位姿跟踪和组合体控制三个具体过程，开展航天器的控制理论和方法研究，主要内容包括如下：（一）空间翻滚目标捕获过程中的位姿、形态测量、估计与模型。
建立空间翻滚目标的交会与跟踪模型，探索目标、服务星的（相对）位姿、形态等运动信息的测量手段和估计方法，研究不确定环境下目标交会与跟踪模型的参数辨识方法；研究非合作目标航天器捕获后联合体的惯性与质心参数的估计方法，实现空间翻滚目标捕获过程中的位姿、形态、轨道等运动信息的快速准确获取，为实现目标捕获过程中的航天器控制奠定基础。
【国家自然科学基金】_航天器编队飞行_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140802
2014年 序号 1 2 3 4
2014年 科研热词 自适应控制 相对轨道 模块化航天器 一致性 推荐指数 1 1 1 1
推荐指数 3 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2011年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19
2011年 科研热词 保持控制 限制性三体问题 输出反馈控制 航天器编队飞行 航天器 编队飞行 相对动力学 状态转移矩阵 模态 椭圆轨道 构形设计 时城 平动点编队 姿态同步和跟踪 太阳引力摄动 卫星编队飞行 协同控制 交会 floquet模态 推荐指数 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2008年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12
科研热词 鲁棒控制 近地轨道 航天器编队飞行 航天器姿轨信息 编队飞行 相对位姿确定 构形重构 姿态控制 多目标跟踪 多体航天器 四冲量控制 四元数
推荐指数 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2009年 序号 1 2 3 4
科研热词 非线性相对运动模型 椭圆轨道 摄动法 近距离编队 近似解析解 航天器编队飞行 航天器 自适应控制 编队飞行 相对位姿估计 点到区域匹配 有向通讯拓扑 最优重构 对偶四元数 姿轨耦合控制 多航天器系统 周期解 切比雪夫神经网络 凸优化 保持控制
推荐指数 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
科研热词 载波相位测量 残差灵敏度矩阵 整周模糊度 动态基准站
推荐指数 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18
【国家自然科学基金】_rodrigues参数_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140801
2013年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29
科研热词 推荐指数 容积卡尔曼滤波 2 姿态控制 2 姿态估计 2 非线性控制 1 轨迹跟踪控制 1 罗德里格矩阵 1 罗德里格斯定理 1 线阵ccd 1 相机校准 1 点云配准 1 欠驱动垂直起降无人驾驶飞行器 1 数学模型 1 控制系统综合 1 探测 1 异常同名点 1 平方和优化 1 平方和 1 容积四元数估计器 1 容积信息四元数估计器 1 姿态解算 1 姿态测量 1 大角度姿态机动 1 四元数 1 卡尔曼滤波 1 分级控制 1 全局k指数稳定 1 修正罗德里格参数 1 优化控制 1 lm算法 1
科研热词 推荐指数 修正罗德里格参数 2 陆标导航 1 视觉导航 1 航天器姿态控制 1 自主导航 1 罗德里格斯矩阵 1 粗差 1 等价协方差矩阵 1 相对位姿 1 特征点 1 点云数据配准 1 月球卫星 1 控制输入受限 1 抗差ukf 1 姿态跟踪 1 姿态确定 1 姿态控制 1 奇异性 1 天文导航 1 修正罗德里格参数(mrps) 1 二阶滑模 1 rodrigues参数 1 icp改进算法 1
2009年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9
科研热词 航姿测量系统 矩阵全微分理论 灵敏度模型 扩展kalman滤波 并联支撑结构 姿态估计 修正的rodrigues参数 低成本 rodrigues参数
推荐指数 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23
2014年 序号 1 2 3 4 Hale Waihona Puke 6 7 8 9 10 11 12
【国家自然科学基金】_轨道渐近稳定_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730
科研热词 辅助系统 广义同步 鲁棒控制 自适应控制 编队飞行 空间交会 相对轨道 单向耦合 lorenz系统 chen系统
推荐指数 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1
2012年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33
2013年 科研热词 阶一周期解 释放 脉冲控制 绳系卫星 稳定条件 稳定性 状态反馈 控制律 存在性 回收 推荐指数 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2014年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18
科研热词 阶一周期解 相对轨道 模块化航天器 后继函数 队形控制 轨道渐近稳定 自适应控制 自适应增益 稳定性 状态脉冲微分方程 状态脉冲 未知干扰 挠性卫星 对日定向太阳帆板 姿态控制 内模原理 一致性 holling-ⅲ类功能反应
2008年 序号
科研热词 1 指数吸引性 2 广义同步化流形 3 压缩不动点
推荐指数 1 1 1
2009年 序号 1 2 3 4 5 6
科研热词 渐近稳定 李亚普诺夫直接法 控制理论与工程 指数吸引性 广义同步化流形 压缩不动点
推荐指数 1 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
推荐指数 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
2013年 科研热词 推荐指数 序号 害虫综合治理 3 1 后继函数 3 2 半连续动力系统 3 3 阶一周期解 2 4 轨道渐近稳定 2 5 状态依赖脉冲微分方程 2 6 基本再生数 2 7 饱和接触率 1 8 阶1周期解 1 9 轨道系跟踪 1 10 自适应 1 稳定性 1 状态依赖脉冲 1 状态依赖 1 潜伏期 1 斑块环境 1 指数吸引性 1 指向控制 1 广义同步化流形 1 周期解与稳定性 1 后继函数． 1 反步法 1 双向耦合 1 压缩不动点 1 单边扩散 1 半比率模型 1 全局稳定性 1 全局渐近稳定 1 修正罗德里格参数(mrp) 1 传染病模型 1 互惠系统 1 state dependent impulsive effect, 1 intergraded pest control, successor fu allee效应 1
【国家自然科学基金】_修正罗德里格参数_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140802
2014年 序号 1 2 3 4 5
2014年 科研热词 推荐指数 状态切换 1 修正的罗德里格参数 1 乘性四元数 1 upf算法 1 sins/gps紧组合导航系统 1
2011年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22
2011年 科研热词 姿态跟踪 修正罗德里格参数 非线性控制 调宽调频技术 航天器 相对运动 特征轴机动 时变滑模控制 拉格朗日方程 扰动观测器 扩展卡尔曼滤波 姿轨耦合控制 姿态控制 反馈线性化 加性 几乎干扰解耦 全局鲁棒 全局一致最终有界稳定 修正罗德里格斯参数 乘性 θ -d次优控制器 lyapunov方法 推荐指数 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2008年 序号 1 2 3 4 5 6 7
科研热词 推荐指数 修正罗德里格参数 2 超球面分布采样unscented变换滤波算法 1 滑模pid控制 1 小卫星 1 姿态调节 1 姿态估计 1 动量偏置 1
2009年 序号 1 2 3 4 5
科研热词 采样卡尔曼滤波 迭代采样卡尔曼滤波 航天器 姿态确定 修正罗德里格参数
推荐指数 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 1词 推荐指数 修正罗德里格参数 2 非线性控制 1 航天器姿态控制 1 航天器 1 粗差 1 类拉格朗日方程 1 等价协方差矩阵 1 相对运动 1 控制输入受限 1 抗差ukf 1 姿轨耦合模型 1 姿态跟踪 1 姿态确定 1 姿态控制 1 修正罗德里格斯参数 1 修正罗德里格参数(mrps) 1 二阶滑模 1
2013年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20
航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法
航天器姿态指向跟踪的一种自适应滑模控制方法
王冬霞;石恒;贾英宏;周付根
【期刊名称】《空间控制技术与应用》
【年(卷),期】2010(036)006
【摘要】航天器姿态指向跟踪(APT)技术是近年来引起深入研究的关键技术之一,设计一种自适应滑模控制律,通过设计自适应律考虑有界干扰力矩和转动惯量不确定因素的影响,同时使用滑模控制设计方法保证控制算法的鲁棒性,用双曲正切函数代替符号函数来克服滑模控制中存在的抖振问题,实现受控航天器的某个指向(相机或天线)保持对运动目标的跟踪.控制方案采用修正罗德里格斯参数(MRP)描述航天器姿态,用喷气推力器作为航天器的姿态执行机构.仿真结果显示了控制律的有效性.【总页数】5页(P22-26)
【作者】王冬霞;石恒;贾英宏;周付根
【作者单位】北京航空航天大学,北京100191;北京航空航天大学,北京100191;北京航空航天大学,北京100191;北京航空航天大学,北京100191
【正文语种】中文
【中图分类】V448.2
【相关文献】
1.航天器大角度姿态机动的自适应滑模控制 [J], 李哲;靳永强
2.挠性航天器姿态机动的自适应滑模控制 [J], 朱良宽;马广富;侯云忆;张利国
3.航天器姿态跟踪系统自适应滑模控制 [J], 李隆;侯建文;史小平;杨婧
4.基于逆系统方法的航天器姿态跟踪最优鲁棒控制 [J], 袁长清;李俊峰;王天舒;宝音贺西
5.航天器姿态跟踪系统的自适应滑模控制 [J], 卜劭华;宋斌
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
基于ESO和反步法的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制
基于ESO和反步法的四旋翼飞行器轨迹跟踪控制窦立谦;芦飞【摘要】A trajectory tracking control scheme for the underactuated quadrotor unmanned aerial vehicle(UAV) is proposed based on extended state observer(ESO)and backstepping.In the presence of external disturbances and inner model parameter uncertainty,the proposed scheme guarantees that the position and yaw angle could track the refer-ence signal speedily and smoothly.According to the strict feedback architecture of the system,the backstepping con-trol is adopted to design the controller.To avoid the complex calculation,the interference is observed by ESO online and the algorithm compensates the interference in the control law.To avoid the "explosion of terms",decrease de-pendence on the system model in backstepping control and improve robustness,the dynamic surface control method and the sliding mode surface are applied to design the controller.The closed-loop control system is proven to be glob-ally asymptotically stable by the stability analysis.Effectiveness and robustness of the proposed trajectory tracking scheme are verified through simulation experiment.%针对欠驱动四旋翼飞行器提出了一种基于扩张状态观测器(ESO)和反步法的轨迹跟踪控制策略.在外界环境干扰和系统参数摄动等不确定性的影响下,保证空间位置和偏航角可以快速平滑地跟踪给定信号.根据系统严格反馈的结构特点,采用反步法设计内外环路的控制器;为避免控制过程中的复杂计算,采用ESO对系统的复合干扰进行在线实时估计,并在控制律中进行实时补偿;为避免反步控制导致的"微分爆炸"问题,减小对系统模型的依赖性,采用了动态面策略,以及为提高系统的鲁棒性,引入了滑模面.稳定性分析表明闭环控制系统是全局渐进稳定的.仿真结果验证了所提控制方法的有效性和鲁棒性.【期刊名称】《天津大学学报》【年(卷),期】2017(050)005【总页数】7页(P500-506)【关键词】四旋翼;轨迹跟踪;扩张观测器;反步法;动态面;滑模面【作者】窦立谦;芦飞【作者单位】天津大学电气自动化与信息工程学院,天津 300072;天津大学电气自动化与信息工程学院,天津 300072【正文语种】中文【中图分类】TK448.21近年来，四旋翼无人机飞行器(UAV)因其结构简单且具有垂直起降、定点悬停等优点，获得了广泛关注[1]．同时四旋翼无人机对称分布的两组螺旋桨的陀螺效应可以互相抵消，便于操控．因此无论是在军事领域，还是在民用领域，四旋翼无人机都有着广泛的应用前景．四旋翼无人机是一个具有6自由度和4个控制输入的欠驱动系统[2]，其具有的非线性、强耦合、多变量等特点[3]，使得飞行控制复杂化．在实际飞行中，无人机不仅受系统参数摄动不确定性的影响，还受到包括桨叶挥舞、阵风、近地效应等外界环境干扰的影响[4-5]．这些不确定因素降低了控制效果，甚至会破坏飞行器的稳定性．因此对四旋翼飞行器控制系统的性能提出了更高的要求，它必须具有鲁棒性，可以克服系统参数摄动和外界环境干扰．针对这类具有不确定性的非线性系统，目前主要有两种处理手段：线性化和直接设计非线性控制器．如文献[6-7]利用反馈线性化方法设计四旋翼的控制系统，但反馈线性化要求系统精确的数学模型，且将非线性项全部抵消，这不利于系统的鲁棒性和应用的广泛性．文献[8-9]应用了反步法设计控制系统，由于反步控制需要模型的先验信息，因此建模误差对控制精度有很大影响．文献[10]研究了四旋翼质量随时间变化的情况，设计了自适应反演控制器，补偿质量不确定性，但是在该研究中没有考虑惯性矩阵的不确定性的影响．文献[11]应用RBF神经网络方法在线估计系统未知的非线性项，不需要精确的数学模型，具有良好的跟踪效果．文献[12]利用系统在滑模面上的运动不依赖于模型的优点，应用高阶滑模设计抗干扰控制器，获得了高精度控制．本文针对存在外界环境干扰和系统参数摄动等不确定性的四旋翼非线性系统，设计了基于ESO和反步法的鲁棒轨迹跟踪控制算法．在应用反步法设计位置控制器和姿态控制器的过程中，利用ESO实现对复合干扰的实时估计并补偿，利用动态面策略避免反步控制中对虚拟控制输入的繁琐求导问题，利用滑模面策略提高系统鲁棒性．通过稳定性分析来验证ESO和控制器的有效性，以及通过仿真来验证该算法的性能．首先，定义如图1所示的2个坐标系：机体坐标系和地面坐标系．假设飞行器为刚体，忽略其弹性形变；飞行器质心与坐标原点重合，且结构关于平面、对称．根据Newton-Euler公式，飞行器的数学模型[4]为式中：和分别为飞行器在地面坐标系中的位置向量和速度向量；为欧拉角向量；为飞行器在体坐标系中的角速度；为飞行器的质量；为重力加速度；为在地面坐标系中的单位向量；为除重力以外作用于机体上的合外力向量；为飞行器的惯性矩阵；为电机转动时产生的附加力矩，为电机的转动惯量，为各旋翼转速；为到的转换矩阵，且有式中，．转换矩阵为式中．式(1)中，为控制力矩，其分量分别为滚转、俯仰、偏航控制力矩，即式中、分别为旋翼中心到飞行器质心的距离和阻力系数．考虑模型中存在的不确定性，式(1)中的后两个分式改写为式中：为模型中的复合干扰，包括系统参数摄动不确定以及外界环境干扰；为飞行器旋翼产生的升力；为旋翼的推力系数．为便于研究，可将式(5)写为式中：；；；；；．针对实际系统中存在的外界环境干扰和系统参数摄动等不确定性的影响，设计一种扩张状态观测器，实现对复合干扰的估计．在设计控制器过程中利用ESO对复合干扰进行实时估计补偿，不仅可以提高系统的抗干扰性，还可以减少系统建模误差对控制效果的影响．假设1模型中复合干扰项的各分量及其导数有界，且存在正常数使成立．式(6)改写为式中：为模型扩张出来的状态，；为外界的扰动．针对式(7)设计ESO为式中为待设计的正定对角矩阵，.定义观测误差，由式(7)和式(8)得式中：；；为单位矩阵，．根据文献[13]中的定理2可知，若是有界的，则ESO的估计误差也是有界的．即根据该定理，假设和的选择使得满足赫尔维茨稳定条件，就是，为的特征值，满足．因此，对式(9)求解可得由假设1可知，，因此得通过上述分析可知，观测误差是有界的，即有成立．当参数和的值选择适当时，可以使观测误差逐渐趋近于零，即．在反步控制的基础上，为得到跟踪给定轨迹所需的姿态角和控制升力设计位置控制器；采用动态面原理避免反步法对中间控制量繁琐求导的方法设计姿态控制器．在以上2个控制器设计过程中，利用ESO对复合干扰进行实时估计和补偿，以满足飞行控制系统的控制要求．系统控制结构如图2所示，其中、分别为参考轨迹和偏航角，为复合干扰的估计值．3.1 位置跟踪控制器设计首先，定义位置跟踪误差为式中为期望轨迹．选取Lyapunov函数式中为待设计的正常数．对时间求导后得为保证，将速度看作位置的虚拟控制输入，其控制律为．定义速度跟踪误差，且．选取Lyapunov函数对时间求导后并将式(5)中的第1个分式代入得式中．为保证，将看作速度的虚拟控制输入，并利用ESO对复合干扰进行在线观测获得估计值，得到控制律式中为待设计的正常数，且将式(17)代入式(16)得故应用ESO设计的位置控制器能够保证位置误差式(12)渐进稳定．通过式(17)以及可得对式(20)简单运算可得对式(21)～式(23)进行代数运算，可得输入到姿态回路的给定俯仰角和滚转角，以及旋翼提供的升力值，其公式分别为式中为给定的偏航角．3.2 姿态跟踪控制器设计为使内环路姿态角跟踪上给定姿态角，针对姿态模型，采用动态面策略设计姿态控制器．利用ESO对式(6)中的复合干扰进行在线观测获得估计值，且为了提高鲁棒性，定义了一个滑模面．假设2 式(3)中的转换矩阵范数有界，即存在正常数和，使得成立．步骤1 针对姿态角环路即式(1)中的第2个分式设计理想虚拟控制量．首先，定义姿态角跟踪误差为对时间求导后得将看作的理想虚拟控制量，其值为式中为待设计的正常数．由于对虚拟控制量的求导比较繁琐会导致微分爆炸，故采用动态面原理来避免这个问题．让通过一个一阶低通滤波器，其时间常数为，获得滤波值及其导数，即定义角速率跟踪误差为设滤波误差向量，并令，因此可得．对式(27)整理得选取Lyapunov函数对时间求导后得在文献[14]的理论基础上假设与相关的量都在紧集上有定义，则的各分量在所定义的紧集上均存在最大值，满足，即．根据Young不等式，可得将式(34)代入式(33)，并根据假设2，可得式中．步骤2 对式(30)求导可得定义滑模面，为待设计的正常数．对求导可得选取Lyapunov函数对式(38)求导得又，则式(39)可改写为式中．角速率环路中，实际控制输入为式中为待设计的正常数．将式(41)代入式(40)中得式中．令常数因此整理式(42)可得可以得出，通过选取合适的控制器参数、、、，可以使成立．由于设计的ESO可使观测误差有界，即，且为一有界常数，则式(44)改写为对式(45)两边同乘并积分可得由上述可知，适当调整设计参数可使得，并且有界，使得姿态环路的所有误差信号指数收敛，闭环子系统全局稳定．至此，在保证系统稳定的情况下，完成了实际控制量的设计，分别为式(25)和式(41)．为验证所提控制策略的正确性和有效性，假设期望跟踪的轨迹为期望偏航角为常数．仿真所用四旋翼飞行器参数如下：仿真试验中，各参数选择如下：．飞行器初始位置为，初始姿态角为，初始角速率为 . 仿真结果如图3～图5所示．四旋翼飞行过程中受到的复合干扰为结果分析：①根据仿真图3可以得出，采用ESO和反步法设计的飞行控制系统，可满足飞行器的跟踪性能要求，跟踪效果显著，表现为跟踪误差小于0.4,m，8,s左右就可以跟踪上；而未采用本文控制策略时，飞行器表现为跟踪误差大，跟踪速度慢；②根据仿真图4和图5可以得出，在系统含有参数摄动和外部环境干扰等不确定性的情况下，采用ESO对复合干扰进行观测时，得到的角度输出具有较小的稳态误差和较快的收敛速度，姿态角变化幅值减少，且变化较为平缓，保证被控对象与理想系统具有一致跟踪响应．本文针对欠驱动四旋翼无人机，提出了一种基于ESO和反步法的轨迹跟踪控制算法．该方法综合了反步法设计步骤系统直观的优点，同时引入动态面和滑模面，不仅避免了反步法微分爆炸的问题，也提高了系统的鲁棒性．利用ESO方法只需测量系统的状态输出，即可准确地实时估计出模型中的复合干扰，并在控制律中实时补偿，不仅避免了控制过程中的复杂计算，也增强了系统的抗干扰能力．通过仿真结果可得出，该控制算法不仅满足了飞行器的跟踪性能要求，而且保证了闭环系统是全局渐进稳定的．［1］岳基隆，张庆杰，朱华勇. 微小型四旋翼无人机研究进展及关键技术浅析[J]. 电光与控制，2010，17(10)：46-52.Yue Jilong，Zhang Qingjie，Zhu Huayong. Research progress and key technologies of micro quad-rotor UAVs [J]. Electronics Optics and Control，2010，17(10)：46-52(in Chinese).［2］ Lee D B，Nataraj C，Burg T C，et al. Adaptive tracking control of an underactuated aerial vehicle[C]// American Control Conference(ACC). San Francisco，California，USA，2011：2326-2331.［3］ Yang K S，Cheng C C. Robust adaptive controller design for a quadrotor helicopter[J]. Applied Mechanics and Materials，2013，284：2296-2300.［4］ Zuo Z. Trajectory tracking control design with command-filteredcompensation for a quadrotor[J]. Control Theory and Applications，IET，2010，4(11)：2343-2355.［5］白永强，刘昊，石宗英，等. 四旋翼无人直升机鲁棒飞行控制[J]. 机器人，2012，34(5)：519-524.Bai Yongqiang，Liu Hao，Shi Zongying，et al. Robust flight control of quadrotor unmanned air vehicles[J]. Robot，2012，34(5)：519-524(in Chinese).［6］ Benallegue A，Mokhtari A，Fridman L. Feedback linearization and high order sliding mode observer for a quadrotor UAV[J]. International Workshop on Variable Structure Systems，2006，18(4/5)：365-372.［7］ Zhou Fang，Zhang Zhi，Liang Jun，et al. Feedback linearization and continuous sliding mode control for a quadrotor UAV[C]// Proceedings of the 27th Chinese Control Conference. Kunming，China，2008：349-353.［8］ Bouabdallah S，Siegwart R. Backstepping and sliding-mode techniques applied to an indoor micro quadrotor [C]// Proceedings of the IEEE/RSJ International Conference on Robotics and Automation. Barcelona，Spain，2005：2247-2252.［9］ Ashfaq A M，Wang D B. Modeling and backstepping based nonlinear control strategy for a 6 DOF quadrotor helicopter[J]. Chinese Journal of Aeronautics，2008，21(3)：261-268.［10］ Nicol C，Macnab C J B，Ramirez-Serrano A. Robust adaptive control of a quadrotor helicopter[J]. Mechatronics，2011，21(6)：927-938. ［11］ Das A，Lewis F，Subbarao K. Backstepping approach forcontrolling a quadrotor using Lagrange form dynamics[J]. Journal of Intelligent and Robotic Systems，2009，56(1/2)：127-151.［12］ Luque-Vega L，Castillo-Toledo B，Loukianov A G. Robustblock second order sliding mode control for a quadrotor[J]. Journal of the Franklin Institute，2012，349(2)：719-739.［13］陈增强，孙明玮，杨瑞光. 线性自抗扰控制器的稳定性研究[J]. 自动化学报，2013，39(5)：574-580.Chen Zengqiang，Sun Mingwei，Yang Ruiguang. On the stability of linear active disturbance rejection control [J]. Acta Automatica Sinica，2013，39(5)：574-580(in Chinese).［14］李铁山，邹早建，罗伟林. 基于DSC后推法的非线性系统的鲁棒自适应NN控制[J]. 自动化学报，2008，34(11)：1424-1430.Li Tieshan，Zou Zaojian，Luo Weilin. DSC-backstepping based robust adaptive NN control for nonlinear systems[J]. Acta Automatica Sinica，2008，34(11)：1424-1430(in Chinese).。
第1章 航天测控系统概述
第 11 页
航天系统 各系统组成
航天发射场系统：是装备有专门设施、采用运载火 箭从地面陆上发射航天器的特定场区系统。航天器的发 射，除上述利用运载火箭从发射场陆上发射外，还可以 从空间、空中和海上发射。
哈尔滨工业大学 2015/3/2
Harbin Institute of Technology
第 12 页
Harbin Institute of Technology
2015/3/2
第5页
航天测控系统
课程概况
[1] 周智敏、陆必应、宋千。《航天无线电测控原理与系 统》. 电子工业出版社.2008（3） [2]夏南银、张守信、穆宏飞.《航天测控系统》（第一版）. 国防教育出版社.2002（10）。
哈尔滨工业大学
Harbin Institute of Technology
2015/3/2
第6页
一、航天测控系统概述
哈尔滨工业大学 2015/3/2
Harbin Institute of Technology
第7页
1.1 航天系统和航天器简介
哈尔滨工业大学 2015/3/2
Harbin Institute of Technology
哈尔滨工业大学
Harbin Institute of Technology
2015/3/2
第3页
航天测控系统
课程概况
遥控系统：遥控系统的功能是产生指令信息和注 入数据的编码，经上行无线电链路发向航天器，按任 务需要对航天器进行实时控制或（和）程序定时控制。 测量系统：测量系统的功能是获取航天器相对测 控天线的方向角、距离及径向速度等位置运动参数， 以确定航天器的运行轨道，并测控天线指向航天器， 建立天地无线电链路。
具有跳变控制输入的航天器反追踪控制方法
具有跳变控制输入的航天器反追踪控制方法
付艳明;李承靖;张原;刘永信
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2015(036)006
【摘要】针对航天器沿着其固定的椭圆弹道飞行而容易被追踪和拦截的问题,提出了一种基于跳变控制输入的航天器反追踪模型参考跟踪控制器的设计方法.结合随机稳定和模型参考跟踪的定义,给出了航天器反追踪模型参考跟踪控制问题的数学描述.基于跳变系统的随机稳定性理论和模型参考跟踪控制方法,设计了具有随机稳定性的反馈镇定控制器和具有自由参数优化的前馈控制器.以航天器反追踪为例进行了数值仿真,仿真结果说明了所提出的控制方法的有效性.
【总页数】7页(P684-690)
【作者】付艳明;李承靖;张原;刘永信
【作者单位】哈尔滨工业大学控制理论与制导技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学控制理论与制导技术研究中心,哈尔滨150001;哈尔滨工业大学控制理论与制导技术研究中心,哈尔滨150001;内蒙古大学电子信息工程学院,呼和浩特010000
【正文语种】中文
【中图分类】V412.1
【相关文献】
1.基于路径规划和输入成型的挠性航天器振动控制方法 [J], 刘德庆;彭仁军;张子龙
2.带有输入时延的刚性航天器反最优姿态控制 [J], 毕显婷;史小平
3.具有时变输入与状态时滞的Markov跳变系统鲁棒H∞控制 [J], 刘健辰;章兢
4.具有输入约束的模糊Markov跳变系统H∞控制 [J], 陈珺;刘飞
5.具有角速度和输入约束的航天器姿态协同控制 [J], 郑重;李鹏;钱默抒
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
(,指向跟踪,相对罗德里格)海博,2012)控制理论)基于反步法的主从航天器相对姿态控制
其中: σ = [σ1 σ2 σ3 ]T 表示航天器姿态, ω 为航天器 本体坐标系相对于参考坐标系的角速度在本体系中 的投影, J 为正定对称的航天器转动惯量阵, S (l) = −l× , l× 定义为3 × 3斜对称矩阵, u为作用于航天器 上的控制输入, 且式(1)中
选取从航天器本体坐标ห้องสมุดไป่ตู้的X 轴和单位位置矢 量r 组成的平面为旋转平面, 该旋转平面法向方向为 欧拉轴的方向, 则欧拉轴的矢量形式为
第6期
马广富等: 基于反步法的主从航天器相对姿态控制
799
根据假设1, 可得出从航天器的期望姿态的角速 度为 ˙. ωd = r × r (9) 至此, 从航天器与主航天器的姿态误差MRP与从航 天器的期望角速度得以设计.
方程可知, 此时该系统是一个标准的级联系统, 因此 可采用反步法进行姿态控制器设计[12–13] . 为此引入 如下的变量变换:
z1 = σe , z2 = ωe −
s ωe ,
(13) (14)
3.2
任 务 2: 从 航 天 器 跟 踪 主 航 天 器 轨 道 系 (Mission II: tracking control the orbital coordinate of the leader spacecraft)
收稿日期: 2011−01−18; 收修改稿日期: 2011−06−24. 基金项目: 国家自然科学基金资助项目(61004072, 61174200); 高等学校博士学科点专项科研基金资助项目(20102302110031); 哈尔滨市 留学回国基金资助项目(2010RFLXG001); 中央高校基本科研业务费专项基金资助项目(HIT.NSRIF.2009003); 教育部新世纪优秀 人才计划(NCET-11-0801).
基于指令滤波反步法的再入飞行器姿态控制
基于指令滤波反步法的再入飞行器姿态控制
吉月辉;周海亮
【期刊名称】《动力系统与控制》
【年(卷),期】2017(006)001
【摘要】针对再入飞行器,提出一类新型的简洁的指令滤波反步法,设计动态的状态反馈姿态控制器。
所设计的指令滤波反步控制器中,构建积分滑模滤波器逼近虚拟控制输入及其导数,避免传统反步法中复杂的解析推导过程,解决传统反步法中“计算爆炸”问题。
在闭环系统中,采用输入状态稳定性和非线性小增益定理分析并保证闭环系统的稳定性和状态信号的有界性。
最后,在仿真中验证了所提出姿态控制方法的有效性。
【总页数】12页(P16-27)
【作者】吉月辉;周海亮
【作者单位】[1]天津市复杂系统控制理论及应用重点实验室&天津理工大学自动化学院,天津;;[2]天津市计量监督检测科学研究院,天津
【正文语种】中文
【中图分类】TP2
【相关文献】
1.基于新型滑模控制方法的再入飞行器姿态控制律设计 [J], 李宪强;周军;郭建国
2.基于ESO的再入飞行器姿态控制 [J], 詹韬;梅金平;郑旭
3.基于反步法的主从航天器相对姿态控制 [J], 马广富;张海博;胡庆雷
4.基于扩张状态观测器和反步法的四旋翼飞行器姿态控制 [J], 文奕格;周泽强;周卫文;唐翔宇
5.基于递归神经网络的再入飞行器最优姿态控制 [J], 吉月辉;周海亮;车适行;高强因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
针对该任务1, 对从航天器作如下的假设:
Jω ˙ e = S (ωe + C (σe )ωd )J (ωe + C (σe )ωd ) − J S (ωe )C (σe )ωd − J C (σe )ω ˙ d + u.
(5)
假设 1 关系式:
从航天器期望姿态的角速度满足如下ωd · ຫໍສະໝຸດ = 0.(8)1
引 言 (Introduction)
航天器编队飞行极大地拓展了航天器空间应用 的范围, 很多单颗星无法完成的复杂任务, 可以通过 多颗航天器协同工作得以实现. 航天器编队飞行除 了对主从航天器的相对轨道设计提出新的要求外, 对主从航天器的相对姿态也依不同飞行任务有不同 的要求. 如从航天器在主航天器周围以编队的方式 飞行, 需要对主航天器进行绕飞观测, 此时它需要从 航天器的某个部位始终对准目标. 为此, 近年来主从 航天器的相对姿态控制问题引起了国内外学者广泛 的关注. 文献 [1]利用主从航天器本体坐标系之间的转换
矩阵, 给出了从航天器始终指向主航天器所需的目 标姿态和角速度, 然后针对3个反作用飞轮设计了经 典的PD控制律. 针对非合作目标卫星编队飞行问题, 文献 [2]设计了相对姿态角速度观测器和跟踪控制 器, 该混合控制器可实现运动目标的无误差快速跟 踪. 文献 [3]针对航天器的某一个面进行观测任务中 需要同时进行相对轨道和相对姿态的跟踪控制问 题, 提出了一种姿态轨道的耦合控制方法. 文献[4] 给出了相对姿态和一阶近似相对轨道动力学方程, 并基于线性反馈和Lyapunov稳定性理论, 针对航天 器转动惯量的不确定性, 设计了自适应控制器, 具有 较好的鲁棒性. 文献 [5–7]详述了姿态和轨道的耦合
其中: σ = [σ1 σ2 σ3 ]T 表示航天器姿态, ω 为航天器 本体坐标系相对于参考坐标系的角速度在本体系中 的投影, J 为正定对称的航天器转动惯量阵, S (l) = −l× , l× 定义为3 × 3斜对称矩阵, u为作用于航天器 上的控制输入, 且式(1)中
选取从航天器本体坐标系的X 轴和单位位置矢 量r 组成的平面为旋转平面, 该旋转平面法向方向为 欧拉轴的方向, 则欧拉轴的矢量形式为
Abstract: An attitude-control scheme based on the backstepping technique is developed for controlling the relative attitude between the leader spacecraft and the follower spacecraft, and the adaptive control law is applied to deal with the uncertainties in the follower spacecraft attitude system. According to the current relative positions between the leader and the follower, this scheme determines the required attitude of the follower to align its observation axis to the leader, and the required attitude of the follower to track the orbital coordinates of the leader. With the above-obtained results, an adaptive backstepping attitude controller is synthesized for the follower with unknown inertia matrix, based on the follower attitudeerror dynamic model represented by modified Rodrigues parameters (MRP). Lyapunov stability analysis shows that the developed controller ensures the relative-attitude control system for globally asymptotical stability. Simulation results of the application to a spacecraft formation flying show the effectiveness and feasibility of the designed controller. Key words: modified Rodrigues parameters (MRP); backstepping; adaptive; alignment control; tacking the orbital coordinates
第 29 卷第 6 期 2012 年 6 月
文章编号 : 1000−8152(2012)06−0797−06
控 制 理 论 与 应 用
Control Theory & Applications
Vol. 29 No. 6 Jun. 2012
基于反步法的主从航天器相对姿态控制
马广富, 张海博, 胡庆雷
(哈尔滨工业大学 航天学院, 黑龙江 哈尔滨 150001)
1 1 − σTσ G(σ ) = [ I3 − S (σ ) + σσ T ], 2 2 其中G(σ )具有如下的性质: 1 + σTσ T ]σ , (3) 4 且该性质将在后续的推导证明中得以应用. 令航天器期望的姿态、 角速度分别为σd 和ωd , 实 际姿态为σb , 则期望角速度ωd 与航天器实际角速度 ω 之间的角速度误差可计算为 ωe = ω − C (σe )ωd , (4) σ T G(σ ) = [
Backstepping-based relative-attitude control for the leader-follower spacecrafts
MA Guang-fu, ZHANG Hai-bo, HU Qing-lei
(School of Astronatics, Harbin Institute of Technology, Harbin Heilongjiang 150001, China)
第6期
马广富等: 基于反步法的主从航天器相对姿态控制
799
根据假设1, 可得出从航天器的期望姿态的角速 度为 ˙. ωd = r × r (9) 至此, 从航天器与主航天器的姿态误差MRP与从航 天器的期望角速度得以设计.
方程可知, 此时该系统是一个标准的级联系统, 因此 可采用反步法进行姿态控制器设计[12–13] . 为此引入 如下的变量变换:
798
控 制 理 论 与 应 用
第 29 卷
控制, 提出了状态反馈控制和输出反馈控制, 理论上 证明了该算法使系统全局一致渐近稳定. 文献 [8]建 立了非线性六自由度动力学模型, 应用滑模变结构 控制方法, 设计了鲁棒性较强的控制器, 能实现从航 天器的快速绕飞. 为此, 考虑主从航天器为合作航天器, 针对从航 天器朝向主航天器及跟踪主航天器轨道坐标系的主 从航天器编队的相对姿态控制问题, 本文提出了一 种基于反步法的控制器设计方法. 该方法首先根据 编队飞行中主从航天器的轨道信息, 解算出实现从 航天器跟踪主航天器的期望姿态. 然后基于修正罗 德里格参数(MRP)描述的从航天器姿态跟踪动力学 模型, 考虑其系统参数不确定性设计了自适应反步 姿态控制器, 并且基于Lyapunov方法分析了从航天 器对主航天器姿态的全局渐近跟踪特性. 最后, 将该 控制方法应用于某航天器编队飞行任务, 并进行了 仿真研究, 结果表明该方法可实现高精度的编队控 制, 具有较好的控制性能.
Φ = arccos(cos β cos α),
(7)
则根据MRP定义[9] 便可计算出σ , 并最终得到误差 MRP为σe = (−σ1 , −σ2 , −σ3 )T .
注1
这里笔者得到了从航天器本体系与期望姿态
的误差MRP, 控制目标是使得误差MRP为零, 即方位角α和 高程角β 为零, 从而实现了从航天器测量装置光轴对准主 航天器, 从航天器达到了期望姿态.
摘要: 对主从航天器的相对姿态控制问题, 考虑从航天器系统不确定因素, 提出了一种基于反步法的姿态控制方 法, 并引入自适应控制律. 该方法首先根据主从航天器的相对位置信息, 解算出从航天器观测轴指向主航天器以及 从航天器跟踪主航天器轨道坐标系等两种任务的期望姿态; 然后基于修正罗德里格参数(MRP)描述的从航天器姿 态误差动力学模型设计了姿态控制器以及针对航天器惯量的不确定性设计了自适应控制律; 并基于Lyapunov方法 从理论上证明了该方法能够实现全局渐近稳定的相对姿态控制. 最后将该方法应用于某编队飞行任务, 仿真结果表 明此控制器能够实现其编队飞行控制, 具有良好的控制性能. 关键词: 修正罗德里格参数(MRP); 反步法; 自适应; 指向控制; 轨道系跟踪 中图分类号: V448.2 文献标识码: A
航天器误差运动学方程可表示为
σ ˙ e = G(σe )ωe .
(6)
3
3.1
目 标 姿 态 的 解 算 (Target attitude resolver)[10–11]
任 务1: 从 航 天 器 指 向 控 制(Mission I: pointing control of the follower spacecraft)
本任务要求从航天器的光轴(相对测量装置)对 准主航天器的特定面或者点, 本文假设对准主航天 器的质心. 从航天器上的相对测量装置可测量主航天器在 从航天器本体系中的位置, 如图1所示, 图中: α为方 位角, β 为高程角, R为位置矢量. 设r 为R的单位矢 量, 很容易得出当本任务的控制目标达到时, r 在从 航天器本体坐标系中表示为r = (1, 0, 0)T .