带有非线性内模补偿的挠性航天器姿态控制

针对挠性航天器姿态控制中的干扰和振动抑制问题,提出了1种带有非线性内模补偿的鲁棒姿态控制器。基于内模原理设计非线性动态干扰补偿器,可渐近抑制非线性外部系统产生的时变干扰信号。分析刚挠耦合关联系统特性并应用Lyapunov方法,提出1种基于姿态角速度反馈镇定挠性模态的鲁棒态控制律,实现了包括挠性模态在内系统状态量的渐近稳定。该控制器仅采用姿态角和姿态角速度测量信息,不需要测量模态,易于工程实现。将该控制器用于挠性航天器姿态控制,仿真结果验证了其有效性和对干扰的鲁棒性。     

基于路径规划和反推技术挠性航天器姿态控制

为抑制航天器姿态机动过程中挠性附件的振动,提出了一种基于路径规划和反推技术的姿态自适应控制方案.对航天器姿态机动路径进行规划,以缓解传统控制中快速性和超调量之间的矛盾,并减小姿态机动引起的挠性附件振动.针对航天器姿态动力学和运动学构成的具有不确定性的非线性串级系统,基于反推技术设计了一种仅利用输出信息的自适应控制器,并...     

充液挠性航天器液体晃动模态观测及滑模姿态控制

针对充液挠性航天器姿态机动过程中挠性附件振动和液体晃动等问题,提出了一种带有稳态液体晃动补偿的滑模变结构控制方法。基于Lyapunov稳定性理论,设计了一种改进的滑模变结构姿态控制律,采用平方根函数代替符号函数以减小抖振。考虑到液体晃动频率低阻尼小的特点,为提高姿态稳定控制的性能,设计了一种液体晃动模态观测器,在稳态过程中补偿液体晃动对航天器姿态的影响。仿真结果表明,所提控制方法可有效提高充液挠性航天器姿态的稳态指向精度和稳定度。     

多模态充液挠性航天器有限时间控制

针对多模态充液挠性航天器在有限时间内完成姿态大角度机动等问题,提出了一种有限时间控制方法。为减小航天器机动过程中挠性附件振动和液体晃动强度,设计了一种机动性更加灵活的正弦过渡角机动度七段路径规划方法,把期望信号规划为更加连续光滑的路径,避免了阶跃响应引起的剧烈挠性部件振动和液体晃动。利用输入成型器对路径规划后的期望信号进一步调制,有效抑制了残余振动和液体晃动。最后,通过仿真研究验证了所提控制方法的有效性。     

挠性航天器姿态机动路径设计及最优控制

针对在轨挠性航天器姿态机动控制问题,提出了一种基于路径规划、线性二次型最优控制(LQR)和扩张状态观测器(ESO)新的姿态控制方法.在建立单轴挠性航天器姿态动力学系统状态方程的基础上,针对姿态机动易造成挠性附件大幅振动的问题,提出了一种余弦型角速度曲线的姿态机动路径规划方法,可应用于初速非零的情况.针对姿态角速度和挠性模态的变化率不易测得以及系统中受到持续时变干扰的问题,构建ESO对系统状态量和干扰进行估计,并与LQR控制相结合,设计了具有自抗扰能力的姿态控制器.仿真结果验证了所提控制方法的有效性.     

基于轨迹跟踪的航天器姿态自适应鲁棒控制

针对存在不确定惯量和空间环境干扰的挠性航天器姿态大角度快速机动控制问题,提出了一种受细胞膜放电模型启发的自适应鲁棒姿态控制器设计方法.首先,为了快速完成姿态机动任务,并尽可能少激发挠性帆板振动,在挠性航天器运动学和动力学分析的基础上,提出了基于预先规划姿态运动轨迹且对不确定惯量具有自适应能力的自适应鲁棒控制器.在此基础上,为了改善机动过程中姿态跳变使系统指向精度和稳定度变差的问题,基于细胞膜放电的动力学模型设计了一种改进型自适应鲁棒控制器.所提出的控制器能够保证闭环系统渐进稳定;当惯量估计误差有界时,对于任意初始跟踪误差,该控制器可以保证姿态跟踪误差一致终值有界.仿真结果表明了所提出的改进型自适应鲁棒控制器的有效性.     

一种太阳帆航天器姿态机动控制方法

针对太阳帆航天器挠性模态易激发但难测量的问题,该文研究以控制杆作为执行机构的太阳帆航天器姿态控制。基于控制杆的动力学分析建立了太阳帆俯仰轴刚柔耦合模型。提出了1种姿态机动路径柔化与可测刚体姿态信息反馈控制相结合的太阳帆姿态控制方法。设计了比例积分型状态误差反馈律,并给出了使系统刚体姿态与挠性模态均渐近稳定的充分条件。仿真结果表明,所提控制方法能较好地满足太阳帆姿态调整的快速性与准确性要求。     

9轴MEMS-IMU实时姿态估算算法

随着对微机电系统-惯性测量单元(micro-electro-mechanical system-inertial measurement unit, MEMS-IMU)在室内定位、动态追踪等应用领域中的需求日益迫切, 使得具有高精度、低成本和实时性的MEMS-IMU模块设计成为研究热点. 针对MEMS-IMU的核心技术--姿态估算进行研究, 设计了一种基于四元数的9轴MEMS-IMU实时姿态估算算法. 该算法运用分解四元数算法处理加速度和磁感应强度数据, 计算出静态四元数; 通过角速度与四元数的微分关系估算动态四元数; 运用卡尔曼滤波融合动、静态四元数, 进而实现实时姿态估算. 针对分解四元数算法中存在的奇异值问题, 提出了转轴补偿方法对其修正, 以实现全姿态估算; 考虑动态情况下的非线性加速度分量对姿态估算精度的影响, 设计了R自适应卡尔曼滤波器, 以进一步提高姿态估算算法的精度. 验证结果表明, R自适应卡尔曼滤波器能够有效抑制加速度噪声, 提高姿态估算精度; 同时, 转轴补偿-分解四元数算法能够准确估算奇异值点的姿态信息, 并且计算时间仅为原“借角”补偿方法的50%左右, 有效提高了整体算法的实时性.     

基于EKF的航天器相对定姿算法研究

航天器交会对接是载人航天工程的一项关键技术,而航天器相对定姿又是在交会对接中首要解决的关键问题。通常用交会对接航天器体坐标系间各对应坐标间的夹角来表示相对姿态,这样相对定姿的任务就是要确定两交会对接航天器体坐标系间的旋转矩阵。采用无相对测量的航天器相对定姿态方法,基于围绕系统最优估计状态线性化的扩展卡尔曼滤波(EKF)滤波技术,以乘性误差四元数为状态量,设计了陀螺仪/星敏感组合的航天器相对定姿算法,并进行数字仿真验证该算法的可行性。仿真表明乘性误差四元数有效解决了协方差阵为零的问题,EKF技术大大提高了滤波精度。所设计的算法为航天器的相对定姿提供了一定的理论依据。     

带挠性伸展附件的航天器姿态动力学研究

利用动量矩定理推导出带挠性伸展附件航天器的动力学方程。在挠性附件按指数规律和幂次规律伸展情况下，研究了附件伸展运动对弹性振动和航天器姿态的影响，得到了附件振动的振幅和姿态角速率随附件长度变化的渐近公式，得到航天器最大姿态偏差的估计式。结果表明：随着附件长度的增加，附件振动的振幅增大，而姿态角速率减小。最大姿态偏差值随着伸展速率的增加而减小。     

带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学

利用动量矩定理推导出带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学方程, 利用牛顿第二定理推导出挠性板上质量微元的动力学方程. 在板等速伸展的情况下对系统动力学方程进行变换, 得到板伸展运动、振动与航天器姿态运动的耦合微分方程. 用Runge-Kutta积分法对方程进行积分, 给出了板等速伸展时板振动振幅、 航天器姿态角速率对时间的响应.     

Direct Lyapunov-based control law design for spacecraft attitude maneuvers

A direct Lyapunov-based control law is presented to perform on-orbit stability for spacecraft attitude maneuvers. Spacecraft attitude kinematic equations and dynamic equations are coupled, nonlinear, multi-input multi-output(MIMO), which baffles controller design. Orbit angular rates are taken into account in kinematic equations and influence of gravity gradient moments and disturbance moments on the spacecraft attitude in dynamic equations is considered to approach the practical environment, which enhance the problem complexity to some extent. Based on attitude tracking errors and angular rates, a Lyapunov function is constructed, through which the stabilizing feedback control law is deduced via Lie derivation of the Lyapunov function. The proposed method can deal with the case that the spacecraft is subjected to mass property variations or centroidal inertia matrix variations due to fuel assumption or flexibility, and disturbance moments, which shows the proposed controller is robust for spacecraft attitude maneuvers. The unlimited controller and the limited controller are taken into account respectively in simulations. Simulation results are demonstrated to validate effectiveness and feasibility of the proposed method.     

一类非线性网络控制系统的控制器设计

针对一类非线性网络控制系统,提出了一种新型自适应模糊滑模预测控制方法,采用带有时间超前非线性状态预估器的新型的滑模控制(SMC)方案,补偿网络诱导时延,而后利用模糊自适应系统来逼近非线性环节,并基于Lyapunov稳定性理论设计自适应律,保证系统的稳定性. 以网络环境下空间飞行器的姿态控制为例进行仿真,结果表明,所提出的方法不仅实现了高精度的姿态稳定控制,且系统对不确定参数、网络诱导延时及外界干扰带来的影响具有很好的鲁棒性.     

大型柔性航天器的高精度结构化综合控制

携带柔性结构的大型航天器具有多个弱阻尼谐振模态、这些弱阻尼模态和高空环境固有的低频扰动对航天器的稳定性和性能造成了干扰,同时复杂空间任务对航天器提出了高指向精度要求。针对1大型柔性航天器的振荡抑制和高精度控制问题,提出了多控制模块协同的结构化综合控制策略,根据系统特定的谐振模态,在控制器结构中加入内模控制器、陷波滤波器、串联PID控制器,以低阶的结构化控制器来满足系统的多重性能的要求,减小传统鲁棒综合控制因控制器阶次高带来的工程造价和实施难度。构建多重性能加权解耦输出的结构化综合性能矩阵,根据控制目标通过加权函数限制输出性能,给出满足综合性能要求的结构化控制器。仿真结果表明,相较传统的鲁棒综合控制,所设计的结构化控制器即具有较低的复杂度,并同时满足姿态稳定性和高指向精度要求,能够有效地抑制柔性附件在局部频率的振动问题。为大型柔性系统的结构化综合控制提供一定的理论方法和参考设计实例。     

带挠性轴太阳帆板与航天器中心刚体耦合动力学研究

建立了带挠性轴太阳帆板航天器的物理模型, 利用保守系统的Lagrange方程, 导出 了带挠性轴太阳帆板航天器系统动力学方程. 通过变换, 给出太阳帆板、 航天器中心刚体 耦合运动微分方程组. 应用Runge-Kutta积分法得出数值结果. 并分析了太阳帆板转动惯量 、 挠性轴的扭转刚度、 太阳帆板的初始扰动对航天器姿势运动的影响.     

带挠性轴太阳帆板充液航天器流—弹—刚耦合动力学研究

本文研究了带挠性轴太阳帆板充液航天器流-弹-固耦合动力学问题,首先由系统对质心的动量矩定理导出了系统动力学方程,接着分析了航天器贮箱内液体涡旋运动、太阳帆板挠性轴扭转运动,最后给出了航天器姿态角速率与液体涡旋运动、挠性轴扭转运动的关系式,给出了数值结果,分析了液体涡旋运动、挠性轴扭转运动对航天器姿态运动的影响。     

考虑不确定性的航天器姿态滑模控制器设计

为解决航天器姿态控制中考虑非主轴惯量不确定性和外干扰的问题,设计了滑模控制器组成的鲁棒控制系统来处理系统中的参数不确定性及外干扰项的影响,并在滑模控制器的到达运动控制律设计中引入一个滞后因子来减小系统所需的最大控制力矩,从而节省航天器的控制成本.仿真结果验证了所设计控制器的性能,同时验证了控制律中的符号函数对于抑制抖振现象,提高控制精度的作用.     

航天器姿态机动的滑模变结构控制与仿真*

针对航天器姿态机动的控制问题,设计了一种滑模变结构控制器,实现了航天器姿态对时变期望的跟踪。给出航天器姿态的数学描述,采用滑模控制思想设计了控制器,并基于Lyapunov稳定性理论给出控制器的稳定性证明。以推力器为姿态机动的执行机构,给出了控制信号的PWM调制方法。最后在Simulink环境下构建了仿真系统,仿真结果表明在该控制器下,航天器姿态可以实现对期望信号的跟踪。     

航天器姿态和振动的拉索控制模型

在工程中,航天器的姿态控制和柔性部件振动控制一般采用分开设计和分时段执行,这样增加了航天器的控制时间。该文采用拉索结构作为控制作动器,用模态叠加法对航天结构模型进行刚柔耦合建模,并用线性二次型最优控制方法设计一个控制算法,对航天器姿态及其柔性部件同时进行控制。仿真结果显示,航天结构在各种激励下产生的姿态漂移和柔性附件振动同时得到了快速稳定的抑制。针对拉索控制的特点,分析了拉索的支座反力对控制系统的影响。结果表明,在结构建模中如果不考虑支座反力,将会导致控制系统不稳定。     

基于陀螺星光加激光交会雷达的相对姿态确定

针对编队飞行中从飞行器与主飞行器的相对姿态确定问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的相对姿态确定方法. 采用修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数避免奇异点. 姿态敏感器采用陀螺 星敏感器 激光交会雷达的配置模式,并且结合相对姿态动力学方程得到相对姿态确定的状态方程,建立起相对姿态确定的EKF模型. 仿真实例表明,EKF状态能在最慢300 s内收敛,MRPs的估计误差在10-5范围以内,该方法正确有效.