以VSCMG为执行器的航天器姿态机动自适应动态滑模控制
第３３卷第８期 ２０１２年８月 宇航学报 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｖｏ１．３３ Ｎｏ．８ Ａｕｇｕｓｔ ２０１２
以ＶＳＣＭＧ为执行器的航天器姿态机动
自适应动态滑模控制
刘向东，辛 星，丛炳龙，陈 振
（北京理工大学自动化学院，北京１０００８１）
摘要：针对刚体航天器姿态机动控制问题，结合变速控制力矩陀螺（ＶＳＣＭＧ）执行器的特性，提出一种自适 应动态滑模控制律，提高了姿态机动控制的扰动抑制能力和鲁棒性。此控制律采用自适应方法对扰动力矩进行估 计，通过给出控制力矩变化率并对其积分得到控制力矩，以此削弱切换控制的抖振对控制力矩时问连续性的影响， 从而改善系统的动态性能。仿真分析显示该控制律能够在扰动力矩作用下实现刚体航天器的快速姿态机动，并且 有效减弱了滑模控制的抖振现象。 关键词：刚体航天器；姿态机动；变速控制力矩陀螺；动态滑模；自适应控制 中图分类号：Ｖ４４８．２２ 文献标识码：Ａ 文章编号：１０００—１３２８（２０１２）０８—１０６４－０８ ＤＯＩ：１０．３８７３／ｊ．ｉｓｓｎ．１０００—１３２８．２０１２．０８．０１０
Ａｎ Ａｄａｐｔｉｖｅ Ｄｙｎａｍｉｃ Ｓｌｉｄｉｎｇ Ｍｏｄｅ Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｍａｎｅｕｖｅｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｌａｗ
ｆｏｒ Ｒｉｇｉｄ Ｂｏｄｙ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ Ｕｓｉｎｇ ＶＳＣＭＧ Ａｃｔｕａｔｏｒ
ＬＩＵ Ｘｉａｎｇ—ｄｏｎｇ，ＸＩＮ Ｘｉｎｇ，ＣＯＮＧ Ｂｉｎｇ－ｌｏｎｇ，ＣＨＥＮ Ｚｈｅｎ （Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １０００８１，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｎ ａｄａｐｔｉｖｅ ｄｙｎａｍｉｃ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｌａｗ ｉｓ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｉｎ ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｆｏｒ ｒｉｇｉｄ ｂｏｄｙ ｓａｔｅｌｌｉｔｅ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｕｓｉｎｇ ｖａｒｉａｂｌｅ ｓｐｅｅｄ ｃｏｎｔｒｏｌ ｍｏｍｅｎｔ ｇｙｒｏｓｃｏｐｅｓ（ＶＳＣＭＧ）ａｃｔｕａｔｏｒｓ ｔｏ ｉｍｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ｕｎｄｅｒ ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｓ．Ｉｎ ｔｈｅ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｃｏｎｔｒｏｌ ａｌｇｏｒｉｔｈｍ，ｔｈｅ ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅ ｔｏｒｑｕｅ ｉｓ ｅｓｔｉｍａｔｅｄ ｂｙ ｕｓｉｎｇ ｓｏｍｅ ｋｉｎｄ ｏｆ ａｄａｐｔｉｖｅ ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉａｌ ｓｉｇｎａｌ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｏｒｑｕｅ ｉｓ ｕｓｅｄ ａｓ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ ｏｕｔｐｕｔ ｒａｔｈｅｒ ｔｈａｎ ｔｈｅ ａｃｔｕａｌ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｏｒｑｕｅ ｉｔｓｅｌｆ．Ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ，ｔｈｅ ｃｈａｔｔｅｒｉｎｇ ｐｒｏｂｌｅｍ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｏｒｑｕｅ ｃａｕｓｅｄ ｂｙ ｔｈｅ ｈｉｇｈ一￣ｅｑｕｅｎｃｙ ｓｗｉｔｃｈｉｎｇ ａｃｔｉｏｎ ｗｏｕｌｄ ｂｅ ｓｏｆｔｅｎｅｄ ｔｈｒｏｕｇｈ ｔｈｅ ｉｎｔｅｇｒａｌ ｏｐｅｒａｔｉｏｎ，ＳＯ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｄｙｎａｍｉｃ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｙｓｔｅｍ ｃｏｕｌｄ ｂｅ ｉｍｐｒｏｖｅｄ． Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｓｈｏｗｓ ｔｈａｔ ｒａｐｉｄ？ａｔｔｉｔｕｄｅ ｍａｎｅｕｖｅｒｓ ｏｆ ｒｉｇｉｄ ｂｏｄｙ ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ ｃｏｕｌｄ ｂｅ ａｃｃｏｍｐｌｉｓｈｅｄ ｉｎ ｔｈｅ ｐｒｅｓｅｎｃｅ ｏｆ ｅｘｔｅｒｎａｌ ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅ ａｎｄ ｔｈｅ ｉｎｈｅｒｅｎｔ ｃｈａｔｔｅｒｉｎｇ ｐｒｏｂｌｅｍ ｏｆ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｃｏｕｌｄ ｂｅ ｓｏｆｔｅｎｅｄ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：Ｒｉｇｉｄ ｂｏｄｙ ｓａｔｅｌｌｉｔｅｓ；Ａｔｔｉｔｕｄｅ ｍａｎｅｕｖｅｒｓ；ＶＳＣＭＧ；Ｄｙｎａｍｉｃ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ；Ａｄａｐｔｉｖｅ ｃｏｎｔｒｏｌ
０引 言
常用的航天器姿态控制执行器有推进器和飞轮
等。控制力矩陀螺（ＣＭＧ）作为航天器姿态控制执 行器，具有输出力矩能力强，精度高的优点 －３］，此
前已应用于美苏大型航天器、空间站项目中。
ＶＳＣＭＧ最初是为解决ＣＭＧ奇异问题提出的。 ＶＳＣＭＧ具有ＣＭＧ和飞轮两种工作方式，在力矩输
出及奇异回避手段上更加灵活，并且兼具飞轮的储
能功能。
以ＶＳＣＭＧ为执行器的航天器姿态控制律以一 般姿态控制律为基础，通过设计针对ＶＳＣＭＧ的执
行器操纵律实现系统功能。文献［１］对ＶＳＣＭＧ动
力学系统进行了建模，并指出了ＶＳＣＭＧ相较ＣＭＧ
收稿日期：２０１１－０５－０６； 修回日期：２０１１－０６ １４ 基金项目：国家自然科学基金（１０８７２０３０）；中国博士后科学研究基金（２００９１１０１１１００２５）
第８期 刘向东等：以ＶＳＣＭＧ为执行器的航天器姿态机动自适应动态滑模控制 １０６５
在输出力矩方式及奇异回避方面的灵活性。文献
［２］设计了一种针对平行构型ＶＳＣＭＧ执行器的姿
态控制方法，这种构型的ＶＳＣＭＧ具有更高的奇异
可控性。文献［３］和［４］结合实际执行器装置特点
设计了利于工程应用的ＶＳＣＭＧ控制方法，根据此 方法分别设计了ＶＳＣＭＧ实验机，并借助相关设备
进行了半实物仿真实验。
通过改进执行器操纵律，在进一步提升ＶＳＣＭＧ
性能的同时，使之具有奇异回避及能量控制等功能
是近些年该领域研究的热点。文献［５］讨论了为框
架低速运行时因检测精度限制导致的ＶＳＣＭＧ输出
力矩分辨率降低的问题，文献［６］采用自适应方法
处理姿态控制系统中存在的不确定性，完善了奇异
回避方法，并且针对集成能量控制提出了轮速平衡
的概念。文献［７］提出了一种基于约束最优化的奇
异回避方法，并解决了奇异回避过程中可能出现的
飞轮转速饱和问题。文献［８］设计了一种使用两组
ＶＳＣＭＧ实现姿态稳定与能量控制的集成控制方法。
航天器姿态动力学系统中存在较强的非线性和
参数不确定性，搭载ＶＳＣＭＧ加剧了系统模型的不 确定性。通过改进控制方法，改善以ＶＳＣＭＧ为执
行器的航天器姿态控制的鲁棒性是研究ＶＳＣＭＧ的
重点之一，而上述文献没有充分考虑系统的鲁棒性。
事实上，将针对线性系统的鲁棒控制方法直接应
用于姿态动力学系统有一定困难。滑模变结构控制
作为一种典型的非线性控制方法，因其固有的对参数
不确定性及扰动的强鲁棒性，引起了航天领域的广泛
关注。文献［９］和［１０］分别设计了基于飞轮的姿态
控制律，该方法能够保证航天器姿态控制系统在内外 扰动作用下的鲁棒性。文献［１１］设计了一种基于推
进器的滑模姿态机动控制方法，并用自适应方法对模
型参数不确定性及扰动的上界进行估计。
然而滑模控制的高频抖振现象会使控制力矩陀
螺电机转速给定在两个切换值之间跳动，这种跳变
不仅在工程上难于实现，而且会影响执行电机使用
寿命。动态滑模控制器可以平抑滑模控制的抖
振＿ｌ ，本文考虑将其应用于以ＶＳＣＭＧ为执行器的
姿态控制中，设计一种自适应动态滑模姿态控制律，
并给出ＶＳＣＭＧ执行器操纵律，使之具有对力矩分
辨率和奇异的适应性，同时兼具奇异回避以及轮速
平衡功能。仿真结果显示该控制方法在保证姿态精 度和抑制扰动的同时，能够削弱执行器抖振，从而改
善系统的动态性能。
１ 刚体航天器姿态控制系统模型
设航天器搭载的ＶＳＣＭＧ采用通常的对称安装
结构，并且各ＶＳＣＭＧ工程参数相同，参考文献［６］
的建模方法，用如式（１）所示的力矩方程表示刚体
航天器与ＶＳＣＭＧ在本体坐标系下的动力学特性。
（ｊ瑚＋ｆ、！【）） ＋［甜×］（ｆＢ０＋ｆ、．０） ＋
Ｉｖｔｏ＋Ｉｖｔｏ十［ ×］Ｉｖｔｏ＋
［ ×］（，ＷｓＤ ＋ Ｄ ）
＝Ｌ— Ｄ —ｊｗｓＤ ｄｉａｇ（ａ）￣一ＩｇＤｇ￣，（１）
其中Ｌ∈Ｒ 表示可能存在的扰动力矩；常矩阵
∈Ｒ。 表示航天器本体相对于自身质心转动惯量；
常矩阵 ∈Ｒ 表示等效为质点的全部
１ｗ ＶＳＣＭＧ相对航天器质心的转动惯量；标量常量
为飞轮转子相对旋转轴转动惯量；标量常量 为
ＶＳＣＭＧ在框架方向上的转动惯量；时变矩阵Ｉ ∈
Ｒ 为本体坐标系下各ＶＳＣＭＧ相对于自身质心的
转动惯量的矩阵表示的总和， ｌｖ＝Ｉ ｓＤ ｓ ＋ＩｔＤ ＋ＩｇＤ ｇＤＴｇ；
ｊ ＝（ｊ 一， ）［Ｄ ｄｉａｇ（ ）Ｄ ＋Ｄ ｄｉａｇ（ ）Ｄ ］；
Ｄ ＝［ １ ｓ２ …ｓⅣ］；
Ｄ ＝［ｔ１ ｔ２ …ｔⅣ］；
Ｄ ＝［ｇ１ ｇ２ …ｇⅣ］；
＝［ … ］ ；
多＝［ … ］ ；
＝［ … ｒ；
＝［ … ］
标量常量 为ＶＳＣＭＧ在飞轮旋转方向上的转动惯
量；标量常量 为ＶＳＣＭＧ在输出陀螺力矩方向上的
转动惯量；时变向量ｓ ∈Ｒ３为第ｉ个ＶＳＣＭＧ飞轮转
子旋转角动量的单位向量在本体坐标系下的列向量 表示；时变向量ｔ ∈Ｒ３为第 个ＶＳＣＭＧ输出力矩方
向的单位矢量在本体坐标系下的列向量表示；常向
量ｇ ∈Ｒ３为第ｉ个ＶＳＣＭＧ各固定框架方向的单位
向量在航天器本体坐标系下的列向量表示； 为第ｉ
个ＶＳＣＭＧ的框架角速度；
为第ｉ个ＶＳＣＭＧ的框架 １０６６ 宇航学报 第３３卷
角加速度； 为第ｉ个ＶＳＣＭＧ的飞轮转子自转角速
度； 为第ｉ个ＶＳＣＭＧ飞轮转子自转角加速度。令ｉ
＝１，２，…，Ⅳ，Ⅳ为ＶＳＣＭＧ的个数。
令Ｊ＝ｊ肋＋Ｊｖ（】＋， ，Ｔｃ＝Ａ ＋ ＋Ｃ１２，其 中Ａ＝ｌｇＤｇ，Ｃ＝１ｗｓＤ ，Ｂ：１ｗ Ｄ ｄｉａｇ（￣Ｏ），ＴＡ＝
［ ×］（，ｗ Ｄ ＋ Ｄ ），并将 作为控制力矩，则
式（１）可整理为如下形式：
： — 。一 （２）ｄ ｔ
以修正罗德里格参数（ＭＲＰ）ｏｒ＝［ｏｒ ｏｒ Ｉ Ｔ
表示的刚体航天器姿态运动学方程为：
＝ （ｏｒ）∞ （３）
其中，Ｍ（ｏｒ）＝÷［（１一ＯｒＴＯｒ）１３＋２［ｏｒ×］＋２ ］，
Ｉ Ｉ＜１，向量ｏｒ的反对称矩阵［ ×］＝
ｒ ０ 一 ３ ２］ ３ ０ 一 ｌ ｌ，Ｉ３为３×３阶单位矩阵， ∈ ｌ
一 ０ ｊ
Ｒ。 为航天器本体坐标系相对惯性空间角速度在本
体坐标系下的矩阵表示。
２ 自适应动态滑模姿态机动控制律
本节考虑航天器姿态从任意初始姿态 机动
到具有零角速度的零姿态 ＝０姿态控制问题。为
提高姿态机动控制的扰动抑制能力和鲁棒性，本节
提出一种基于扰动自适应估计的动态滑模控制器。
定理１．对于式（１）和（３）描述的动力学系统，
采用如式（４）所示的姿态控制律：
。＝ ＋ｍ， （ ） 一ｍ 一ｍ。 ＋
ｍ２ Ｌ１＋Ｌ１＋ｍ３ｓｇｎ（Ｓ） （４）
及如式（５）所示的自适应律：
ｒ ０ Ｉ Ｉ≥ｏｒ１
｛ｆ ＜
：ｆ ０ ｌ １≥ （５） ・ ｉ
。 。 ＋ ｍ ｓ ＜ ： ５
其中ｋ ＞０和ｋ ＞０为常数，Ｓ为系统滑模面函数，
ｍ 和ｍ 为滑模面斜率相关常数，ｍ ＞０为切换控 制的增益系数，Ｌ 为Ｌ的估计，ｃ ＞０为自适应增
益，Ｌ 及 的微分 根据姿态误差模量ｌ ｌ切换，
航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究
航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究
朱彦伟;杨乐平
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2009(030)004
【摘 要】随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题.快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题.采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题.首先.从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律.最后的仿真算例验证了控制律的有效性.
【总页数】7页(P1482-1488)
【作 者】朱彦伟;杨乐平
【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,长沙410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙410073
【正文语种】中 文
【中图分类】V448.2
【相关文献】 1.基于滚动优化和微分Theta-D方法的快速绕飞航天器姿轨协同控制 [J], 朱志斌;李果;何英姿;魏春岭
2.航天器快速绕飞姿控脉宽调制研究 [J], 张兵;王东亚;王珂;王冠军
3.PSO优化的六自由度机械臂全局快速终端滑模控制 [J], 王琥;胡立坤;谭颖
4.空间绕飞任务中航天器姿态跟踪的鲁棒控制 [J], 宋申民;张保群;陈兴林
5.非合作目标绕飞任务的航天器鲁棒姿轨耦合控制 [J], 黄艺;贾英民
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欠驱动航天器姿态调节滑模控制
欠驱动航天器姿态调节滑模控制
马广富;刘刚;黄静
【摘 要】针对欠驱动航天器的姿态调节问题,设计了基于滑模变结构控制方法的控制器.给出基于四元数的三轴稳定欠驱动航天器动力学模型和运动学模型,在此基础上首先利用广义逆和二阶滑模趋近律设计了航天器欠驱动轴的姿态调节控制律,给出了欠驱动轴控制器所具有的一般形式,分析了控制器的可实现性,并引入微小摄动量以保证控制器解的存在,在保证欠驱动轴稳定的情况下,又设计了一阶滑模趋近律控制器实现可控轴的调节,最后证明了该控制方法在干扰作用下是有界稳定的,并进行了数值仿真,验证了所推导控制律对欠驱动航天器姿态调节控制的有效性.%The
problem of attitude regulation control of an underactuated spacecraft is
resolved by using sliding mode method. The three-axis underactuated
spacecraft attitude dynamics and kinematics models are introduced. A
sliding mode controller using generalized inverse and second order
approaching law is designed for underaetu- ated axis stabilization control,
and the realisability of the controller is analyzed. A perturbed null-projection is constructed to guarantee the feasibility of the controller. On
the basis of stabilization of the underactuated axis, a sliding mode
滑模控制最强解析
滑模控制最强解析
滑模控制是一种常用的控制方法，它具有快速响应、鲁棒性强等优点，被广泛应用于工业控制、航空航天、机器人等领域。本文将从原理、应用、优缺点等方面进行解析。
一、原理
滑模控制是一种基于滑模面的控制方法，其核心思想是通过引入一个滑模面，使得系统状态在滑模面上运动，从而实现对系统的控制。具体来说，滑模面是一个超平面，其方程为s(x)=0，其中s(x)是系统状态的某个函数。当系统状态在滑模面上运动时，控制器对系统进行控制，使得系统状态沿着滑模面快速收敛到目标状态。
二、应用
滑模控制在工业控制、航空航天、机器人等领域都有广泛的应用。例如，在工业控制中，滑模控制可以用于电机控制、温度控制、压力控制等方面。在航空航天领域，滑模控制可以用于飞行器的姿态控制、飞行高度控制等方面。在机器人领域，滑模控制可以用于机器人的运动控制、路径规划等方面。
三、优缺点
滑模控制具有快速响应、鲁棒性强等优点。由于滑模控制是一种非线性控制方法，因此可以应对系统的非线性特性，具有较强的鲁棒性。此外，滑模控制的响应速度较快，可以实现对系统的快速控制。
然而，滑模控制也存在一些缺点。首先，滑模控制需要引入一个滑模面，这会增加系统的复杂度。其次，滑模控制对系统的模型要求较高，需要准确地建立系统的数学模型。最后，滑模控制在实际应用中可能会出现滑模面跳动等问题，需要进行相应的处理。
综上所述，滑模控制是一种常用的控制方法，具有快速响应、鲁棒性强等优点，被广泛应用于工业控制、航空航天、机器人等领域。然而，滑模控制也存在一些缺点，需要在实际应用中进行相应的处理。
多体航天器姿态机动的终端滑模复合控制方法研究
第４０卷第１期 ２０１４年２月 空间控制技术与应用 Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｖｏ１．４０ ＮＯ．１ Ｆｅｂ． ２０１４
多体航天器姿态机动的终端滑模复合控制方法研究
黎飞 ，雷拥军
（１．北京控制工程研究所，北京１００１９０；２．空间智能控制技术重点实验室，北京１００１９０）
摘 要：研究了带有多种运动附件的航天器姿态复合控制问题．选取典型的两刚体对象建立了完
整的动力学模型，简要分析了本体与附件的耦合关系．针对标称本体动力学方程，设计了有限时间
干扰观测器估计附件对本体的耦合扰动以及外部环境干扰，在终端滑模控制器中进行主动补偿，利 用扩展的Ｌｙａｐｕｎｏｖ稳定性定理证明了本体控制系统的有限时间收敛性；为减小本体机动对附件指
向的影响，在附件控制器中引入对本体角加速度的补偿．仿真结果表明，所设计的复合控制系统能 够较好地估计并且补偿系统的总干扰，具有较高的控制精度和较快的系统响应． 关键词：运动附件；复合控制；有限时间干扰观测器；主动补偿；终端滑模
中图分类号：Ｖ４３９ 文献标志码：Ａ 文章编号：１６７４—１５７９（２０１４）０１－００３１—０６
ＤｏＩ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７４一ｌ５７９．２０１４．０１．００６
Ｔｅｒｍｉｎａｌ Ｓｌｉｄｉｎｇ Ｍｏｄｅ Ｃｏｍｐｏｕｎｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ
Ｍｕｌｔｉ－Ｂｏｄｙ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｍａｎｅｕｖｅｒ
ＬＩ Ｆｅｉ’，ＬＥＩ Ｙｏｎｇｊｕｎ ＇
（ ．Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｂｅｉｊｉｎｇ，１ ００１ ９０，Ｃｈｉｎａ；
２．Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｏｎ Ｓｐａｃｅ Ｉｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ，Ｂｅ ｎｇ，１００１９０，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｓ ｔｈｅ ｐｒｏｂｌｅｍ ｏｆ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｃｏｍｐｏｕｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌ ｆｏｒ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ｗｉｔｈ ｍｕｌｔｉｐｌｅ
基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制
第３３卷第４期 ２０１２年４月 宇航学报 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｖｏ１．３３ Ｎｏ．４ Ａｐｒｉｌ ２０１２
基于快速终端滑模的航天器自适应容错控制
赵琳，闫 鑫，郝 勇，高帅和 （哈尔滨工程大学自动化学院，哈尔滨１５０００１）
摘要：针对存在不确定的执行机构部分失效故障和未知外界扰动的航天器姿态跟踪控制问题，提出了一种 基于自适应快速终端滑模控制的容错控制方法。在没有故障检测与诊断信息的情况下，采用快速终端滑模控制原 理，利用自适应算法在线估计得到的故障信息，设计具有鲁棒性的容错控制器，使系统在执行机构故障发生时，能 在有限时间内以指数收敛，实现系统有限时间渐近稳定，以及对航天器的容错控制和干扰的抑制。仿真结果表明， 与基于普通滑模控制器的容错控制相比，该方法在保证系统鲁棒性和可靠性的同时，具有更快的收敛速率，实现执 行机构故障时有效的航天器姿态跟踪控制。 关键词：快速终端滑模控制；容错控制；执行器故障；自适应控制 中图分类号：Ｖ４４８ 文献标识码：Ａ 文章编号：１０００—１３２８（２０１２）０４－０４２６．１０ ＤＯＩ：１０．３８７３／ｊ．ｉｓｓｎ．１０００—１３２８．２０１２．０４．００３
Ａｄａｐｔｉｖｅ Ｆａｕｌｔ Ｔｏｌｅｒａｎｔ Ｃｏｎｔｒｏｌ ｆｏｒ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ Ｂａｓｅｄ ｏｎ
Ｆａｓｔ Ｔｅｒｍｉｎａｌ Ｓｌｉｄｉｎｇ Ｍｏｄｅ
ＺＨＡ０ Ｌｉｎ，ＹＡＮ Ｘｉｎ，ＨＡＯ Ｙｏｎｇ，ＧＡＯ Ｓｈｕａｉ－ｈｅ （Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｈａｒｂｉｎ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｈａｒｂｉｎ １５０００１，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａ ｎｏｖｅｌ ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ ｄｅｓｉｇｎｉｎｇ ｆａｕｌｔ—ｔｏｌｅｒａｎｔ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ ｉｓ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｂａｓｅｄ ｏｎ ａｄａｐｔｉｖｅ ｆａｓｔ ｔｅｒｍｉｎａｌ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｆｏｒ ｔｒａｃｋｉｎｇ ｃｏｎｔｒｏｌ ｐｒｏｂｌｅｍ ｏｆ ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ｗｉｔｈ ｕｎｋｎｏｗｎ ｅｘｔｅｒｎａｌ ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｓ ａｎｄ ａｎ ｕｎｃｅｒｔａｉｎ ａｃｔｕａｔｏｒ ｆａｕｈ． Ｉｎ ｔｈｉｓ ａｐｐｒｏａｃｈ，ａ ｒｏｂｕｓｔ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｆａｓｔ ｔｅｒｍｉｎａｌ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｓｃｈｅｍｅ ｉｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｂｙ ｕｓｉｎｇ ａｎ ａｄａｐｔｉｖｅ ａｐｐｒｏａｃｈ ｔｏ ｅｓｔｉｍａｔｅ ｆａｕｌｔ ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｏｆ ａｃｔｕａｔｉｏｎ ｆａｉｌｕｒｅ ｉｎ ｔｈｅ ａｂｓｅｎｃｅ ｏｆ ｆａｕｌｔ ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ ａｎｄ ｄｉａｇｎｏｓｉｓ ｖａｌｕｅ ｏｆ ａｃｔｕａｔｏｒ ｆａｕｌｔ．Ｂｙ ｕｓｉｎｇ ｔｈｉｓ ａｐｐｒｏａｃｈ，ｇｌｏｂａｌｌｙ ａｓｙｍｐｔｏｔｉｃａｌｌｙ ｓｔａｂｉｌｉｔｙ ａｎｄ ｆａｕｌｔ ｔｏｌｅｒａｎｔ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｈｅ ｃｌｏｓｅｄ—ｌｏｏｐ ｓｙｓｔｅｍ ａｒｅ ａｃｈｉｅｖｅｄ ｉｎ ａ ｆｉｎｉｔｅ ｔｉｍｅ ｗｈｉｌｅ ｔｈｅ ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅ ｉｓ ｓｕｐｐｒｅｓｓｅｄ ｗｈｅｎ ａｃｔｕａｏｒ ｆａｉｌｕｒｅｓ ＯＣＣＵＬＴ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ ｈａｖｅ ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｄ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ａｐｐｒｏａｃｈ ｓｈｏｕｌｄ ｆｏｒｃｅ ｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｔｏ ｔｈｅ ｅｑｕｉｌｉｂｒｉｕｍ ｐｏｉｎｔｓ ａｔ ａ ｆａｓｔ ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅ ｒａｔｅ ｗｈｉｌｅ ｉｍｐｒｏｖｅ ｔｈｅ ｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓ ａｎｄ ｒｅｌｉａｂｉｌｉｔｙ ｃｏｍｐａｒｅｄ ｗｉｔｈ ｃｏｍｍｏｎ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｍｅｔｈｏｄ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：Ｆａｓｔ ｔｅｒｍｉｎａｌ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ；Ｆａｕｌｔ ｔｏｌｅｒａｎｔ ｃｏｎｔｒｏｌ；Ａｃｔｕａｔｏｒ ｆａｉｌｕｒｅ；Ａｄａｐｔｉｖｅ ｃｏｎｔｒｏｌ
基于高阶微分滑模面的不确定飞机控制系统自适应滑模控制
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基于高阶微分滑模面的不确定飞机控制系统自适应滑模控制
作者：武晓晶 吴学礼 邵士凯 刘慧贤
来源：《河北科技大学学报》2018年第05期
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摘 要：飞机控制系统作为典型的多输入多输出（MIMO）非线性系统，具有很强的耦合性和不确定性，导致控制难度大幅度提高。针对这一情况，研究了一类飞机姿态控制系统的跟踪龙源期刊网
控制问题。首先，将飞机姿态控制系统进行坐标变换，并且考虑输入不确定性的存在情况，提出了一种新的高阶微分滑模面，证明了滑模面的稳定性，然后，基于此高阶微分滑模面和神经网络的逼近能力，设计了光滑的自适应滑模控制器。基于Lyapunov稳定性理论，证明了所设计的控制器既保证了飞机姿态控制系统具有很好的跟踪性能，又避免了传统滑模控制器抖振现象的出现。最后，通过仿真验证了所设计控制器的有效性。与传统的滑模控制器对比，所设计的控制器是光滑的，在實际飞机姿态控制领域中具有很好的应用前景。
关键词：控制论；飞机姿态控制；自适应滑模控制；滑模面；不确定性
中图分类号：TP273 文献标志码：A
文章编号：1008-1542（2018）05-0430-08
近年来随着科学技术的发展，航空航天技术日新月异，对飞机控制技术的研究日益受到人们的广泛关注。飞机控制系统是一种典型的多输入多输出非线性系统，存在各个运动变量之间的耦合，对气流环境和外部扰动的敏感
性，以及控制输入的不确定性等因素，因此，为了提高飞机的可靠性、安全性和机动性，近年来飞机控制系统的鲁棒控制研究受到了广泛重视[1-6]。
滑模控制是设计鲁棒控制器的重要方法，滑模控制的基本思想是设计控制器使得系统状态从状态空间的任何一点到达滑模面，一旦系统状态到达滑模面，系统对于任何外部干扰及不确定性等具有完全鲁棒性[7-8]。目前，滑模控制取得了大量的研究成果[9-11]。文献[9]研究了时滞系统的滑模控制；文献[10]提出了一种自适应终端滑模混沌控制方法；文献[11]针对非匹配不确定高阶非线性系统研究了其终端滑模控制。以滑模控制方法设计的控制器有一个缺陷：控制器中会出现符号函数，使得控制器出现“抖振现象”，这在实际应用中是不希望出现的。因此，许多学者在如何设计光滑控制器方面做出了努力，如文献[12-16]，文献[12]研究了永磁同步电机的滑模控制问题，利用饱和函数替代符号函数来减弱控制器的抖振程度；文献[13]提出了一种新的二阶滑模控制方法，消除了传统一阶滑模控制中存在的抖振现象，并将其应用于倒立摆的控制；文献[14]研究了具有参数不确定性和风力扰动的飞艇的鲁棒跟踪控制问题，基于边界层的概念避免了控制器的抖振现象；文献[15]设计了一种带饱和函数的幂次滑模趋近律，提高了系统动态响应过程的收敛速度且有效削弱了抖振，并且将该方法应用到二力臂机械手名义模型控制系统；文献[16]基于动态滑模方法，研究了不确定车辆主动悬架系统的模糊控制问题，将控制器加入滑模面，有效地避免了控制器的抖振现象。在飞行控制研究领域，滑模控制也出现了许多研究成果[17-19]。文献[17]针对低空飞行的飞行器姿态控制，设计了一种改进的自适应鲁棒滑模控制器；文献[18]针对微小型四旋翼飞行器大角度快速机动飞行控制问题，提出了基于动态逆与滑模控制的新型双通道机动飞行控制方法。文献[19]针对四旋翼无人机飞行姿态控制问题，提出了一种自适应反演滑模控制算法。 龙源期刊网
空间飞行器有限-固定时间稳定滑模控制
空间飞行器有限-固定时间稳定滑模控制
空间飞行器有限/固定时间稳定滑模控制
引言：
空间飞行器的控制一直以来都是一个复杂而关键的问题，需要考虑到地球重力、空气阻力、姿态稳定、航行路径规划等多种因素。传统的控制方法存在着对系统非线性性质建模复杂、控制器设计困难等问题。然而，滑模控制作为一种模型无关的控制方法，被广泛应用于空间飞行器的控制中。本文将介绍一种新颖的空间飞行器有限/固定时间稳定滑模控制方法，该方法能够有效地实现飞行器的稳定控制。
一、空间飞行器的固定时间稳定滑模控制方法概述
滑模控制是一种基于滑模面的控制方法，通过引入滑模面将系统的动态特性转化为滑动模式，进而实现对系统的控制。而固定时间稳定滑模控制是在传统的滑模控制基础上进一步发展而来的，其最大的特点是能够保证系统在给定的有限时间内达到稳定状态。基于这一特点，将固定时间稳定滑模控制应用于空间飞行器的控制中，可以更好地满足航空领域对控制精度和快速响应的要求。
二、空间飞行器固定时间稳定滑模控制方法的关键技术
1. 滑模面设计：
通过合理设计滑模面，可以实现对空间飞行器系统的控制。滑模面应满足在给定时间内收敛到零，并且具有足够的辨识能力，以适应飞行器系统的非线性变化。
2. 状态反馈控制：
采用状态反馈控制可以根据飞行器实时的状态信息进行控制，从而实现对系统的精确控制。状态反馈控制器根据飞行器的状态误差和滑模面的变化率进行调整，以保持滑模面的稳定。
3. 非线性补偿：
由于空间飞行器系统的非线性特性，采用非线性补偿可以提高系统的控制性能。常见的非线性补偿方法包括前馈补偿和自适应控制，通过引入补偿项可以降低系统的误差和震荡。
三、应用案例分析
以一颗卫星的轨道控制为例，展示了空间飞行器固定时间稳定滑模控制方法的应用。卫星的轨道控制需要考虑地球重力、太阳引力、大气阻力等多种因素的影响，传统的控制方法难以满足精确要求。通过采用空间飞行器固定时间稳定滑模控制方法，可以实现对卫星轨道的精确控制，减小控制误差和震荡，并且能够在给定的时间范围内达到稳态。
SGCMG系统的力矩指令调节及动态分配操纵方法
SGCMG系统的力矩指令调节及动态分配操纵方法
雷拥军;袁利;王淑一;田科丰
【摘 要】针对邻近奇异框架构型时解算低速框架角速度指令过大乃至饱和问题,开展了指令幅值抑制的控制力矩陀螺操纵方法研究.首先提出了力矩分配动态调整策略,设计以控制力矩陀螺历史指令信息为输入的权重系数自主调整律;然后重新定义了考虑权重分配的系统奇异度量,给出了一种综合力矩动态分配策略、零运动奇异规避与指令力矩随奇异度量相应调节手段的控制力矩陀螺操纵律,以抑制控制力矩陀螺低速框架指令幅值过大并提升系统奇异规避能力.最后所提出方法的有效性通过了姿态快速机动数学仿真校验.
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2019(040)007
【总页数】9页(P794-802)
【关键词】姿态机动;控制力矩陀螺;奇异规避;CMG操纵律
【作 者】雷拥军;袁利;王淑一;田科丰
【作者单位】北京控制工程研究所,北京100094;空间智能控制技术重点实验室,北京100094;北京控制工程研究所,北京100094;空间智能控制技术重点实验室,北京100094;北京控制工程研究所,北京100094;空间智能控制技术重点实验室,北京100094;北京控制工程研究所,北京100094;空间智能控制技术重点实验室,北京100094
【正文语种】中 文 【中图分类】V448.2
0 引 言
敏捷卫星由于能够根据任务要求快速改变姿态指向、实现对目标的灵活探测，相比传统卫星具有很多优势。控制力矩陀螺(CMG)具有力矩与角动量大且力矩精度高特点，是快速姿态机动航天器理想的执行机构选择，并在轨得到实际应用，使得遥感卫星具有极强的姿态机动能力[1-2]。
对于单框架控制力矩陀螺系统，由于其固有框架构型奇异问题，性能良好的奇异规避策略设计成为关键。目前针对框架角操纵形式的相关奇异规避策略研究主要为零运动奇异规避与鲁棒奇异规避[3-5]，综合这两类策略的操纵律在天宫一号目标飞行器及“和平号”空间站等航天器上得到应用[6]。零运动规避操纵可实现隐奇异有效规避，但对显奇异规避无能为力；鲁棒奇异规避操纵通过对系统引入额外扰动力矩可较好地实现显奇异点规避，但常规鲁棒奇异规避操纵策略存在“框架锁死”现象，即当力矩指令沿奇异方向时解算得到框架角速度指令为零而无法实现奇异状态脱离[7]。针对常规CMG操纵律所存在的问题，相关研究提出了一些解决措施[4,7-12]，且部分得到在轨验证及应用[10,12]。文献[4,7]在常规鲁棒奇异规避算法中引入小时变扰动系数，避免在力矩指令沿奇异方向时解算得到框架角速度指令恒为零情况；文献[8]在CMG在系统进入奇异状态后暂时放弃奇异方向自由度的控制，在其他两自由度控制同时以实施奇异状态的快速脱离；文献[9]提出了在接近系统奇异状态时对部分CMG施加附件框架角速度，以避免陷于奇异状态；文献[10-11]提出了姿态控制力矩指令随奇异度量动态调整的矢量调节策略，防止控制力矩指令出现与奇异方向重合以避免“框架锁死”现象发生。文献[12]提出并采用了利用系统全局性奇异状态先验知识规划CMG框架角轨迹的导引算法(Guidance
一类带液体晃动的航天器滑模姿态控制器设计
一类带液体晃动的航天器滑模姿态控制器设计
杜辉;郝金华;邢林峰;李亚强
【摘 要】针对一类带液体晃动的航天器,在建立系统数学模型的基础上,利用一种增量滑模的设计方法来设计控制器.将系统状态变量分成可自行到达平衡位置和需要施加控制才能到达平衡位置两部分,对于需要施加控制达到预定平衡位置的状态变量,用增量滑模控制来设计控制律,将其分解成两个子系统,选取一个子系统的状态变量构造第一层滑模面,然后将第一层滑模面看成一个状态变量与另外一个子系统的状态变量构造第二层滑模面,最后采用Lyapunov方法求取总控制量.当系统接近平衡位置时,增量滑模控制器可以在保证最后一级稳定的情况下实现整个系统各个状态的控制,在30s内可以保证系统能够稳定在最终的平衡位置上.仿真结果表明,该方法能很好地达到控制效果.
【期刊名称】《中国空间科学技术》
【年(卷),期】2015(035)002
【总页数】7页(P63-69)
【关键词】增量滑模;变结构;姿态控制;滑动平面;带液体晃动航天器
【作 者】杜辉;郝金华;邢林峰;李亚强
【作者单位】北京控制工程研究所,北京100190;北京控制工程研究所,北京100190;北京控制工程研究所,北京100190;北京控制工程研究所,北京100190
【正文语种】中 文 当前，航天事业的发展要求延长航天器工作寿命及提高其在轨运动的稳定性，因此液体燃料占航天器总质量的比值相应加大。当贮箱部分充满液体燃料时，在平动和转动中，液体燃料不断晃动，对航天器产生显著的干扰力、干扰力矩和冲击压力，使航天器呈现非线性、参数时变等复杂的动力学行为，对航天器的姿态控制和稳定性产生重大影响。1969年ATS-V航天器和2000年NEAR航天器的失效，以及2007年Space X运载火箭发射失败均是由贮箱内液体燃料晃动所导致的[1]。因此如何抑制液体燃料晃动对航天器姿态控制的干扰是一个难点，已有很多学者对此展开了研究[2-10]。文献[1]针对带液体晃动航天器设计了自适应极点配置姿态控制器，该控制器利用在线参数估计，不断更新控制规律，但设计过程相对复杂，主要用于研究非最小相位系统；文献[2]用退步法设计了带液体晃动的航天器姿态控制器，该控制器只适应于带有积分环节的非线性系统；文献[3]针对带液体晃动的火箭设计了姿态控制器和晃动观测器，利用晃动观测器来估计晃动的相关状态量，很难证明系统的闭环稳定性。其他一些工业领域也曾针对液体晃动采用过一些控制方法[4-6]，尽管它们在各自条件下所建立的模型中仿真效果也不错，但对带液体晃动的航天器的姿态控制效果并不理想。
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 Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ ａｎｄ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ 第３６卷第６期 ２０１０年Ｉ２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—０５
Ａｄａｐｔｉｖｅ Ｓｌｉｄｉｎｇ－Ｍｏｄｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ ｆｏｒ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｐｏｉｎｔｉｎｇ ａｎｄ Ｔｒａｃｋｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ
ＷＡＮＧ Ｄｏｎｇｘｉａ，ＳＨＩ Ｈｅｎｇ，ＪＩＡ Ｙｉｎｇｈｏｎｇ，ＺＨＯＵ Ｆｕｇｅｎ
（Ｂｅｉｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ ａｎｄ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｂｅｑｉｎｇ １００１９１，Ｃｈｉｎａ）
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ ａｔｔｉｔｕｄｅ ｐｏｉｎｔｉｎｇ ａｎｄ ｔｒａｃｋｉｎｇ（ＡＰＴ）ｉｓ ｏｎｅ ｏｆ ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓ ｔｏ ｂｅ ｌｕｃｕｂｒａｔｅｄ ｒｅ— ｃｅｎｔｌｙ．Ｔｈｉｓ ａｒｔｉｃｌｅ ｉｓ ａｉｍｅｄ ｔｏ ｄｅｓｉｇｎ ａ ｋｉｎｄ ｏｆ ａｄａｐｔｉｖｅ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｌａｗ．Ｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｓｏｍｅ ｕｎｃｅｒｔａｉｎ ｆａｃｔｏｒｓ ｓｕｃｈ ａｓ ｂｏｕｎｄｅｄ ｄｉｓｔｕｒｂｉｎｇ ｔｏｒｑｕｅ ａｎｄ ｒｏｔａｔｉｏｎａｌ ｉｎｅｒｔｉａ，ｔｈｅ ａｄａｐｔｉｖｅ ｌａｗ ｓｃｈｅｍｅ ｉｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ．Ａｔ ｔｈｅ ｓａｍｅ ｔｉｍｅ，ａ ｓｌｉｄｉｎｇ ｍｏｄｅ ｃｏｎｔｒｏｌ ｍｅｔｈｏｄ ｉｓ ｕｓｅｄ ｔｏ ｇｕａｒａｎｔｅｅ ｔｈｅ ｒｏｂｕｓｔｎｅｓｓ ｏｆ ｃｏｎ—