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...     

大型挠性航天器动力学模糊控制系统研究

为推进大型挠性结构航天器的发展,弥补现有超大型挠性卫星控制方法的不足,研究超大型挠性卫星结构动态力学和控制方法.建立系统各环节耦合的动力学数学模型,提出了模糊技术与PID相结合的模糊PID控制器.仿真研究表明,该控制算法可达到满意的控制效果,对进一步大型工程应用研究具有理论参考和技术指导价值.     

带挠性轴太阳帆板航天器姿态动力学研究

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动力学方程 ,在小姿态角速率情况下 ,推出了航天器挠性轴扭转运动、航天器姿态运动的运动学方程 ,给出了数值结果 ,分析了太阳帆板转动惯量、挠性轴的扭转刚度对航天器姿态运动的影响。     

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.     

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.     

基于模糊逻辑控制的航天器返回段姿态控制

用模糊逻辑控制方法设计某型机组返回器CRV（Crew Return Vehicle）在再入大气层飞行阶段的姿态飞行控制系统。它由3个相互独立的模糊控制器分别实现对攻角、侧滑角和倾斜角的跟踪与控制。每个控制器以相关的角度跟踪误差及其微分信号为输入,来控制相应的气动舵面偏转,实现对该角度姿态的跟踪控制。数字仿真计算给出了良好的仿真结果,表明了模糊逻辑控制技术在CRV飞行控制系统设计中的应用潜力。     

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...     

基于动态输出反馈的挠性航天器主动振动抑制

针对航天器三轴同时姿态机动时挠性附件的振动抑制问题,提出了基于动态输出反馈控制的主动振动抑制方法。采用拉格朗日方法和四元数参数化建立了挠性航天器的非线性模型。利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了1种仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的动态控制规律,并采用压电作动器来抑制挠性结构的振动。基于Lyapunov方法证明了所设计的动态控制器保证了姿态的渐近稳定和模态的振动的衰减。仿真结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性。     

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。     

基于OAT输入整形器和能量控制的不确定柔性航天器姿态跟踪

针对含模型不确定性的柔性航天器姿态跟踪和振动抑制问题,提出了一种将最优任意时延(OAT)输入整形器和能量控制相结合的控制方法.其中前馈控制是根据系统标称模型参数设计的OAT输入整形控制,将其与参考输入指令做卷积后作用到标称模型上能够实现期望的姿态跟踪,且当反馈控制环节出现故障时能保证受控系统的基本安全性.考虑到标称模型与实际系统间的误差,采用基于对象能量的跟踪控制方案设计了反馈控制器,并证明了与前馈控制结合后闭环系统的稳定性.仿真结果验证了所提出方法的优越性.     

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、串联比例-积分-微分(proportion-integration-differentiation, PID)控制器,以低阶的结构化控制器来满足系统的多重性能要求,减小传统鲁棒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,相较传统的鲁棒控制,所设计的结构化控制器具有较低的复杂度,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。研究结果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。     

带柔性附件的充液飞行器姿态动力学与控制

研究了流-刚-弹耦合飞行器系统的姿态动力学、稳定性与控制问题,给出了组成系统的每部分控制律,证明了在此控制律下系统可达到姿态定位和受控系统指数渐近稳定.     

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.     

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.     

具有输入饱和及多不确定性的挠性卫星姿态控制

研究了存在控制输入饱和约束、内外部干扰及质量特性参数不确定性的挠性卫星姿态鲁棒控制器设计问题.通过近似线性化结合等价坐标变换的方法得到了挠性卫星系统相应的状态空间描述,并以此为基础,采用理论分析结合数值仿真的手段设计出满足控制输入饱和约束并适应两类不确定性的姿态鲁棒控制方法.仿真结果表明,该方法得到的控制器具有较强鲁棒性,能很好地抑制内外部干扰并适应较大范围的质量特性参数不确定性.     

挠性卫星姿态运动的鲁棒控制技术

具有挠性振动和液体晃动的新一代挠性卫星姿态运动是一个不确定系统,运用H∞优化与μ综合技术研究具有抑制振动和晃动能力以及强鲁棒性的卫星姿态控制系统设计问题,并对所提出的几种鲁棒控制系统设计方案进行计算机仿真和全物理仿真实验研究。     

相对姿态运动学和动力学方程及其在航天器姿态状态跟踪控制问题中的应用

论文第一次系统地研究并给出了适用于多种姿态参数的相对姿态运动学方程和相对动力学方程,所得结果为发展虚拟平台、相对导航和编队飞行提供了理论基础.论文中还给出了相对姿态运动学方程和相对动力学方程在航天器大角度机动控制问题中的应用,及相应的渐进稳定非线性姿态控制器设计.与其他文献仅用位置反馈来实现姿态机动的跟踪问题相比,本文用状态反馈,不仅实现了姿态机动跟踪控制,还得到了满意的跟踪过程动态品质.这对实现分布卫星具有平稳跟踪品质的相对指向控制,具有重要意义.     

基于混合灵敏度方法的负载模拟器的控制研究

将电液负载模拟器(EHLS)系统中的多余力矩视为外干扰,考虑各种不确定性的影响,采用基于H∞鲁棒控制理论的混合灵敏度方法设计了鲁棒控制器,同时针对系统存在参数变动、高阶未建模动态及外干扰等不同工况时的特性进行了仿真研究。仿真结果表明:在该控制器的作用下,电液负载模拟器系统实现了动态跟踪性能,表现出对系统不确定性及多余力矩干扰不敏感的良好鲁棒性。系统的性能指标达到幅值误差在±10％以内、相位滞后小于10°时,闭环频宽为10 Hz。