基于Simulink/Stateflow的小卫星姿态控制模块设计与仿真研究

针对小卫星在轨自主运行的需要,对其姿态控制模块进行设计与仿真研究,其中使用修正罗德里格参数描述卫星姿态运动并进行姿态控制律设计,使用Stateflow设计了六种姿态控制模式及其转换逻辑并结合Simulink搭建了姿态控制仿真系统。根据对地定向模式、目标指向模式、闲置模式的时序指令进行了姿态控制仿真分析,三种模式下姿态均收敛,说明了姿态控制律设计和姿态控制模式之间转换逻辑设计的正确性。     

基于干扰观测器的卫星姿态误差四元数模糊滑模控制

针对刚体卫星的姿态控制问题,提出了一种基于干扰观测器的误差四元数模糊滑模控制方法.首先研究了由误差四元数和误差角速度描述的卫星动力学方程和运动学方程,避免了卫星姿态控制中最终姿态表示的非单值性问题.然后,根据卫星姿态控制系统的数学模型,利用Lyapunov方法设计了滑模控制律,并采用干扰观测器对外界干扰进行估计补偿.为克服滑模控制中存在的抖振,设计了基于干扰观测器的模糊滑模控制器.对卫星姿态控制的仿真结果表明,在外界干扰存在的条件下,设计的控制律能有效地实现卫星姿态控制,避免了传统滑模控制的抖振问题,具有良好的鲁棒性.     

基于滑模观测器的卫星姿态控制系统滑模容错控制

针对卫星姿态控制系统执行机构故障,设计了基于滑模观测器的滑模容错控制律.采用迭代学习算法在线调节观测器滑模项切换增益,设计滑模观测器估计卫星姿态和角速度.在此基础上,将执行机构故障作为系统的未知动态,提出一种对卫星姿态控制系统执行机构故障不敏感的滑模容错控制方法.该方法利用系统输入和状态信息,结合动力学特性实现未知动态估计,以此设计滑模控制律.通过数字仿真验证了该容错控制方法的有效性.     

小卫星轨道姿态控制系统仿真软件平台

提出了微小卫星轨道姿态控制系统仿真平台的设计思想,并将卫星轨道、姿态动力学与计算机图形学相结合,设计了基于三维实时动态显示技术的轨道姿态控制系统仿真软件平台,其中包括数据管理与分析、动力学计算、星上姿控程序接口和仿真结果的三维输出。平台用于卫星编队飞行的轨道设计和星上姿态控制程序的地面测试,可以动态仿真演示卫星在发射、测控和应用中的轨道和姿态运动。     

基于一次转动参数的卫星姿态控制

针对刚体姿态控制系统,本文提出了一种新的运动学模型。该模型使用了Euler轴和一次转角之积。相比其它的3变量刚体姿态运动学模型,该模型具有较少的奇异点和较大的状态空间范围,且更适合于对性能有定量要求的系统的控制律设计。本文将该模型用于不确定时变卫星姿态控制系统中,理论和仿真结果表明基于此模型利用反步法得到的控制律完全满足了性能要求。     

基于磁力矩器的微小卫星滑模变结构控制

根据BUAASAT微小卫星的姿态控制要求,提出了基于磁力矩器的滑模变结构控制方法,实现了微小卫星三轴姿态稳定。首先根据卫星模型设计滑模变结构控制律,然后结合磁力矩产生的原理设计实际控制力矩,最后进行算法仿真。仿真表明,利用磁力矩器实现微小卫星变结构控制,抗干扰能力强,磁力矩器最大磁矩小,有利于降低成本,提高控制精度。     

基于磁力矩器的微小卫星滑模变结构控制

根据BUAASAT微小卫星的姿态控制要求,提出了基于磁力矩器的滑模变结构控制方法,实现了微小卫星三轴姿态稳定。首先根据卫星模型设计滑模变结构控制律,然后结合磁力矩产生的原理设计实际控制力矩,最后进行算法仿真。仿真表明,利用磁力矩器实现微小卫星变结构控制,抗干扰能力强,磁力矩器最大磁矩小,有利于降低成本,提高控制精度。     

挠性多体卫星姿态动力学与控制

三轴稳定卫星挠性附件的弹性振动和刚性部件的转动与卫星的姿态运动构成耦合的强非线性系统,因此须设计有效的控制律。该文研究了采用反作用飞轮作为执行机构、带有柔性附件和刚性转动部件的整星零动量三轴稳定卫星的姿态解耦控制问题。导出了卫星的多体系统动力学方程,并给出了部分线性化的形式。进一步利用反馈线性化方法将非线性耦合系统解耦,然后对线性化的系统模型进行状态反馈解耦和极点配置。数值仿真结果表明,该文所设计的控制方法具有很高的姿态控制精度和稳定度。     

基于趋近律滑模的四旋翼飞行器姿态控制

针对存在扰动因素影响下的四旋翼飞行器姿态控制问题,设计一种基于趋近律滑模的四旋翼飞行器姿态控制器.首先,通过对螺旋桨的受力分析建立四旋翼飞行器的动力学系统模型.然后,为了实现系统姿态的稳定跟踪控制,采用趋近律滑模控制方法设计控制器,同时应用Lyapunov稳定性分析方法对闭环系统的稳定性进行了证明.最后,通过数值仿真验证了所设计控制方法的有效性.     

卫星编队飞行指向跟踪姿态控制

卫星编队飞行的应用之一是受控卫星在目标卫星、空间站、载人飞船周围以“编队飞行”的形式相伴飞行,对目标进行观测或者执行更多的操作。该文研究这种应用中的姿态控制问题。假设两个飞行器的轨道信息已知,由轨道信息确定实现姿态跟踪调节所需的一种可能的期望姿态,给出了解析表达式,包括姿态角、姿态角速度及角加速度。采用基于四元数的控制律,用3个动量轮实现了卫星长时间、大角度姿态跟踪机动。仿真结果显示,在超过一个周期的仿真时间内,姿态及姿态角速度与期望姿态的吻合程度比较好,而且力矩的花费也不是太大。