A finite-time attitude tracking control scheme is proposed for spacecraft using terminal sliding mode and Chebyshev neural network (NN) (CNN). The four-parameter representations (quaternion) are used to describe the spacecraft attitude for global representation without singularities. The attitude state (i.e., attitude and velocity) error dynamics is transformed to a double integrator dynamics with a constraint on the spacecraft attitude. With consideration of this constraint, a novel terminal sliding manifold is proposed for the spacecraft. In order to guarantee that the output of the NN used in the controller is bounded by the corresponding bound of the approximated unknown function, a switch function is applied to generate a switching between the adaptive NN control and the robust controller. Meanwhile, a CNN, whose basis functions are implemented using only desired signals, is introduced to approximate the desired nonlinear function and bounded external disturbances online, and the robust term based on the hyperbolic tangent function is applied to counteract NN approximation errors in the adaptive neural control scheme. Most importantly, the finite-time stability in both the reaching phase and the sliding phase can be guaranteed by a Lyapunov-based approach. Finally, numerical simulations on the attitude tracking control of spacecraft in the presence of an unknown mass moment of inertia matrix, bounded external disturbances, and control input constraints are presented to demonstrate the performance of the proposed controller.

This brief investigates the finite-time output feedback attitude control of a rigid spacecraft. First, a nonlinear observer is designed. Through geometric homogeneity and Lyapunov theories, it is shown that the proposed observer can achieve the semiglobal finite-time stability. Then, a finite-time output feedback controller is proposed based on the finite-time observer. Rigorous proof shows that the proposed control law ensures semiglobal stability and guarantees the attitude of a rigid spacecraft to track a time-varying reference attitude in finite time. Simulation results are presented to illustrate the performance of the proposed controller.

Summary This paper addresses the issue of distributed finite‐time attitude coordination control of spacecraft formations with multiple constraints on angular velocities and control torques. First, the multiple constrained problem is transformed into a bounded issue by virtue of the nonlinear transformation technique and an input saturation model. Next, the nearest neighbor rule is applied to deal with the problem of the unavailability of the leader's information to all followers. Then, a distributed attitude coordination control algorithm is derived to enforce that all attitude tracking errors can converge to a neighborhood around the origin in finite time even when there exist multiple constraints and external disturbances imposed on spacecraft systems. Finally, several numerical simulation examples are presented to illustrate the efficiency of the derived method.

The detection of dynamic feature points presents a substantial challenge to dynamic scene analysis for simultaneous localization and mapping (SLAM). Conventional methods based on semantic segmentation, which are capable of producing complete object outlines, are expensive and not compatible with applications that run in real time. This study proposes a novel method combining YOLOv5 object detection information with motion consistency results to accurately differentiate between dynamic feature points and the corresponding states of predefined objects. To roughly distinguish background and dynamic objects within the object detection bounding boxes, a deep clustering approach is employed. The cluster centers have been optimized through iterative computation. In addition, a depth-based anomaly outlier filtering algorithm is employed to exclude stationary points in extremely close proximity to dynamic objects, thereby enhancing the capacity to distinguish between dynamic objects. The proposed method effectively minimizes the distortion resulting from dynamic feature points throughout pose estimation, which enhances the overall performance of the system while preserving a comparable quantity of feature points.

Abstract The issue of velocity‐free practical predefined‐time (PPT) attitude coordination control (ACC) for multiple rigid spacecraft under directed topology and subject to bounded external disturbances is investigated in the article. To gain precise estimates of the spacecraft's velocities together with external disturbances, PPT extended‐state observers are presented by virtue of a time‐varying function technique. Next, distributed PPT state observers are designed to estimate the leader's attitude which is accessible to only some of the followers. One advantage of the designed distributed observers is that the information required to transmit among neighbor spacecraft is only the estimated attitudes, which results in a reduction of the communication burden. Then, a distributed velocity‐free PPT ACC law is put forward in terms of the backstepping approach and the PPT observers. The present control protocol can ensure that the settling time is bounded by a predefined time with no reliance on any other controller parameters or initial conditions. Finally, the efficiency of the developed ACC scheme is illustrated by numerical simulation examples, and it is shown that the designed control law possesses one further salient advantage of required reduced magnitudes of control torques to reach accurate ACC performance.