灵敏航天器快速倾斜机动的MCMG参数和力矩估算

该文研究灵敏航天器快速倾斜机动时微型控制力矩陀螺(MCMG)的参数估算问题。所得到的估算结果可供微型控制力矩陀螺群初步设计时选择设计参数。从航天器的动力学模型出发,给出了倾斜机动模式下MCMG最大框架角速度和输出力矩的估算方法。然后在给定机动任务的前提下,以某小卫星为例,对采用标准金字塔构型的微型控制力矩陀螺群的姿态控制系统进行了仿真验证。仿真结果显示出该估算方法的可行性。     

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。     

低轨道航天器姿态跟踪机动控制研究

某些低轨道航天器在执行任务时 ,需要通过姿态控制系统使其有效载荷 (如星载相机 )在一段时间里连续指向地面或空间的给定目标。文中研究了带 3个反作用飞轮的低轨道航天器的姿态跟踪开展问题。首先根据刚体运动学知识推导出航天器的参考姿态角、参考角速度和参考角加速度表达式 ,然后基于卫星航天器姿态动力学给出了 3个互相垂直安装的反作用飞轮的控制律 ,并利用 L yapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真计算验证了控制算法的正确性     

航天器大角度姿态机动的自适应滑模控制

针对航天器大角度姿态机动过程中的严重非线性、航天器惯量的不确定性及外界干扰,提出了自适应滑模控制律.利用修正罗德里格参数建立航天器的数学模型,能克服欧拉角的奇异性和四元数约束条件的限制.选择一类滑模面,基于Lyapunov函数方法推导出控制律和自适应律,使控制律完全独立于对象的参数.理论分析及仿真结果表明,该控制律对航天器惯量不确定性和外界干扰有较强的鲁棒性,并且是全局渐近稳定的.     

航天器姿态机动的敏捷性评估

利用最优控制提高传统卫星的敏捷性收益巨大,但风险并存,为了量化敏捷性的改善程度,评估不同航天器的敏捷性,该文提出了一种评估方法。首先,对航天器传统机动和时间最优机动进行了分析。其次,以姿态机动的时间为中间量,构建了近似角加速度包络和等效敏捷包络。然后,引入了敏捷因子和敏捷性曲线的概念,对姿态机动的敏捷性进行定量评估。最后,给出了仿真算例验证方法的可靠性。仿真结果与前人的研究相印证,准确地预估了航天器的平均机动时间。结果表明:该方法可以定量地评估航天器的敏捷性,广泛适合于有角速度、角加速度等各种约束的情况。     

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。     

挠性航天器大角度姿态机动路径规划

针对挠性航天器大角度姿态快速机动快速稳定的控制要求,通过分析挠性航天器姿态动力学特性,提出了一种基于抛物线型角加速度曲线的三段式机动路径规划算法.该算法考虑了机动过程中对最大角加速度与最大角速度限制,充分发挥执行机构的功能来提高系统的快速性,并使角加速度平滑变化以减小帆板的振动.该路径规划方法简单,适于在轨实现.仿真结...     

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.     

轮控过驱动刚体航天器姿态机动与约束控制分配

针对过驱动航天器系统转动惯量未知与姿态机动控制的问题,考虑执行机构的动态响应特性,设计了反步法的鲁棒自适应控制器。利用Lyapunov方法分析其系统的稳定性,提出基于约束最优二次规划的算法,实现期望指令到冗余飞轮的指令分配,引入一个松弛变量扩展优化解集,证明了分配后控制力矩的平稳性和能量的最优性。采用Simulink软件对某型轮控刚体航天器的姿态机动任务进行了仿真研究。结果表明,该方法能够实现快速和高精度控制过驱动航天器姿态。     

误差受限的航天器姿态跟踪控制

该文简要介绍了航天器姿态控制的基本理论.利用李雅普诺夫稳定性理论,设计了一种误差受限航天器姿态跟踪控制器.并就跟踪任务进行了数字仿真,通过与基本控制器的对比,验证了误差始终处于给定限制范围内,证明了方案和控制器的可行性.     

控制力矩陀螺框架伺服系统动力学建模与控制

为准确描述航天器和单框架控制力矩陀螺（SGCMG）间的相互作用，本文对应用在航天器上的SGCMG进行了全面的动力学分析，并建立了框架伺服系统的动力学模型．同时，为SGCMG框架伺服系统设计了一个扰动力矩观测器，并采用基于扰动力矩补偿的PID控制器对其进行控制．该观测器形式简单，易于实现，并能极大地抑制摩擦力矩、脉动力矩、航天器运动引起的牵连力矩等扰动力矩对框架伺服性能的影响．最后，用一个仿真例子对框架伺服系统的动力学模型及扰动力矩抑制方法进行了验证．     

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。     

单框架控制力矩陀螺低速特性分析

单框架控制力矩陀螺是我国进行外层空间探索的关键技术,由于它输出力矩范围大,控制精度高,经常应用于大型机动卫星以及空间站的姿态调整中,单框架控制力矩陀螺对低速性能要求很高,研究了框架伺服系统的低速特性,主要包括摩擦力矩对伺服系统的影响.并且针对单框架控制力矩陀螺系统在位置环中进行了设计和仿真.实践证明该文讨论的设计方法的正确和有效.     

基于性能退化的控制力矩陀螺寿命预测

控制力矩陀螺具有高可靠、长寿命特点,传统试验方法难以获取失效样本。但是控制力矩陀螺在轨工作期间的遥测数据中包含了很多性能退化信息,在详细分析这些数据的产生机理、影响因素和变化规律的基础上,结合已知的失效指标,选择合适的性能退化参数,针对性能退化参数建立陀螺的寿命预测模型。利用遥测数据拟合模型参数,进行趋势外推计算陀螺的预测寿命。文章最后给出了两种性能退化指标的控制力矩陀螺寿命预测实例,验证了该方法的有效性。     

飞行姿态仪失效时的模拟飞行分析

由于在飞行过程中,情况千变万化,各种机械事故的发生也是不可避免,而对于飞行员在各种不利的复杂飞行条件下飞行技术是一门极其关键的科目。本文通过对飞机在云层飞行时飞行姿态仪失效下的飞行操纵技术进行研究,并在自行研制的飞行模拟机上面进行试验,得出了正确的飞行处理方法。     

大型磁悬浮控制力矩陀螺热分析与实验

为提高大型磁悬浮控制力矩陀螺设计的可靠性,本文对大型磁悬浮控制力矩陀螺的热源及热应力分布进行了详细的分析。首先,依据陀螺功能特性对系统整体的热源进行了详细的分析。其次,基于分析结果建立系统的热分析模型,并对整机的温度场和热应力进行了计算。最后,采用长期运行温度考核和热循环温度考核对陀螺系统进行了实验测试。结果表明,陀螺系统的实际温升与理论计算结果基本一致,表明陀螺系统的整体温升能够满足使用要求。     

FPC构型中部分陀螺失效后奇异性对比

从奇异性分析角度对单框架控制力矩陀螺(SGCMG)的五棱锥构型(FPC)及其失效情况进行了研究.分别对1只陀螺失效及2只陀螺失效可能产生的各种构型进行了分析,给出了相应的奇异点角动量图并对几种重构后的构型评价指标进行计算和对比,更加深入地理解FPC构型及其失效重构后的性能.该文研究结果可为失效模式下的操纵律设计提供参考.此外,当FPC构型中有陀螺作为备份时,该文研究结果也为备份的选择提供了依据.     

基于RTWT平台的控制力矩陀螺LQR方法研究

控制力矩陀螺是一种常用的航天器的执行机构,广泛应用于卫星、空间站中.为了掌握控制力矩陀螺的原理,针对控制力矩陀螺Model750装置组成进行了介绍,为该装置建立了近似的数学模型,基于RTWT实验系统平台及线性二次型调节器为其设计了最优控制器,并且设计了控制器参数,进行实物控制验证,得到的曲线说明了控制器的有效性.     

单框架控制力矩陀螺伺服系统的模糊自适应变结构控制

研究单框架控制力矩陀螺系统的外框架结构.系统的永磁同步伺服电机采用正弦波驱动;电流环采用电压空间矢量脉宽调制方法驱动逆变器;位置环采用模糊自适应滑模变结构控制,通过引入切换控制增益的模糊自适应调节方法来提高系统的鲁棒性和抗扰能力.在Matlab下对系统进行仿真,结果表明,采用模糊自适应变结构控制方法设计的伺服系统有较高的动态和稳态精度;抗扰性能得到加强;消除了滑模变结构控制器的抖振现象.     

航天器姿态跟踪有限时间自适应容错滑模控制

为了使航天器在部分执行器发生失效故障的情况下更好地跟踪期望姿态,本文研究了航天器有限时间自适应容错姿态跟踪控制问题。通过配置冗余的执行器,确保提供足够的控制力矩用以完成姿态跟踪。控制器采用自适应控制、容错控制及有限时间控制,兼顾系统的鲁棒性、可靠性及快速性。数值仿真示例验证了所提出的自适应容错控制器的有效性。