挠性航天器旋转机动的输入成形变结构控制

研究了挠性航天器单轴旋转机动的输入成形变结构控制方法。该方法首先根据带扰动估计的滑模控制(SMCPE)方法,导出了针对刚体模型设计的、对系统模型不确定性以及非线性扰动具有较强鲁棒性的SM-CPE控制律,并在分析等效系统的基础上,提出了基于输入成形的变结构控制方案。该方案通过指令的输入成形,使得航天器能按照指定的性能机动,同时对机动过程中的弹性振动和残余振动具有较快的抑制作用。指令的输入成形是通过不断地改变滑动模超平面实现的,本文给出了一种改变该超平面的分段取固定值的算法。同时给出了设计该控制律的数字仿真实例,并作了比较,仿真结果验证了该设计的有效性。     

编队飞行挠性航天器的输出反馈姿态协同控制

研究了在姿态调节和时变参考姿态跟踪情况下,且挠性模态变量和角速度不可测量时的编队飞行挠性航天器的姿态协同控制问题。针对姿态调节问题,在挠性模态不可测量的情况下,将文献中已有的用于刚体航天器编队飞行的比例〖CD*2〗微分协同控制器,推广到了挠性航天器编队的情形。然后,针对姿态跟踪问题,通过构造关于挠性模态的期望动态系统,并利用无源滤波器,提出了一种仅利用姿态测量信息的无速度反馈协同控制器。仿真结果表明了所提出控制方案的有效性。     

航天器非线性鲁棒自适应姿态机动控制律

针对存在未知转动惯量和外部干扰力矩的敏捷航天器快速大角度姿态机动问题,结合非线性反步法和Lyapunovo稳定性分析方法设计控制力矩和转动惯量估计值的非线性鲁棒自适应控制律。在控制力矩控制律中,加入非线性阻尼项对外部干扰力矩进行补偿,证明了系统的全局一致最终有界稳定性。引入非线性动系数增加系统的动态性能,提高了姿态快速机动后的快速稳定能力。在Maltlab/Simulink环境下进行航天器姿态机动控制仿真研究,仿真结果验证了所设计控制器的有效性和可行性。     

大型航天器单框架控制力矩陀螺系统全物理仿真

单框架控制力矩陀螺（SGCMG）是一种重要的航天器动量交换装置，用SGCMG作姿控部件的大型航天器姿态控制／动量管理系统是我国未来航天器发展的一个重点研究问题，本文利用三轴全物理仿真气浮台作为控制对象，模拟航天器在外层空间所受扰动力矩很小的力学环境，把SGCMG姿态控制／动量管理系统置于气浮台上，组成与航天器控制系统相同的仿真回中,来研究其动力学，动量交换，动量耦合以及控制系统中尚不清楚的一些问题，实践证明该仿真系统能够很好模拟航天器的力学环境，为SGCMG系统的进一步研究打下了很好的基础。     

建立一类挠性航天器面向控制的仿真环境

建立了一类挠性航天器大范围快速机动的动力学模型和面向控制的仿真模型。在柔性体的变形场中计及耦合效应,采用拉格朗日原理和有限元方法建立挠性航天器的一次近似动力学模型,并利用符号推演技术自动生成动力学模型和面向控制的仿真环境。理论计算和数值分析表明,柔性体变形场中的二次耦合项是导致系统产生动力刚化效应的根本原因。     

柔性航天器自适应多层神经网络跟踪控制方法

针对柔性航天器的姿态跟踪以及振动抑制问题,提出了一种自适应多层神经网络控制方法。利用自适应多层神经网络来补偿系统的非线性项,利用光滑变结构项来补偿神经网络逼近误差及外部干扰。柔性航天器为典型的一个中心刚体加柔性附件的结构,假设模型参数未知并且具有任意的有限维。控制器只利用姿态角和角速度信息进行反馈控制,不需柔性附件振动信息。最后,实验表明该方法可以有效地完成姿态跟踪和振动抑制。     

基于自适应滤波的压电智能挠性悬臂板振动控制研究

针对航天器上悬臂外伸的薄板挠性结构附件，如太阳帆板与天线等，在存在建模参数不确定及外部扰动条件下所引起的振动问题，采用压电智陶瓷片作为敏感器执行器根据优化配置准则粘贴布置在挠性悬臂板上，组成压电智能挠性悬臂板控制及测量系统，进行了主动振动控制研究。基于分布式压电敏感器和驱动器的悬臂板包括弯曲和扭转柱动模态的压电控制方程，在控制算法上采用基于自适应滤波的前馈控制策略，即滤波-xLMS算法，并进行了抑制扰动及振动控制计算机数字仿真研究，结果表明，采用的控制律对于振动快速控制是可行的。     

一类大机动导弹的非线性控制问题

本文研究了大机动飞行情况下飞行器姿态控制系统的设计问题。首先，基于非线性系统输出解耦控制的设计思想，重点解决了一类既有姿态角控制要求，又有弹道设计要求的控制系统设计问题，设计得到一种复合控制规律。最后，通过数值仿真验证了该方法的有效性。     

欠驱动刚体航天器姿态稳定的时变控制方法

研究欠驱动刚体航天器姿态控制系统的稳定性问题。首先给出欠驱动刚体航天器的姿态动力学方程和用(w,z)参数描述的姿态运动学方程,根据所建系统模型的特点,设计相应的连续时变控制律,在控制律的设计中引入辅助变量v、v1和v2,利用平均方法对系统模型方程进行简化,基于退步控制设计v、v1和v2的控制律,利用两个轴角速度与失控轴角速度的交叉耦合关系对失控轴的姿态进行控制。数值仿真验证了所设计控制律的有效性。     

结构振动系统的分散化应变控制

针对一类航天器结构振动控制问题,提出了为适应空间地传感器、控制器特殊要求的应变控制方法。考虑到航天器所携带的计算机硬件资源有限。本文研究了大系统分散控制理论在结构振动应变控制中的应用。建立了结构振动控制分散子系统,设计了分散控制策略,并进行了计算机数值仿真。结果表明方法是有效的。     

空间飞行器姿态机动预测跟踪控制技术

针对空间飞行器大角度机动调整的非线性控制方面问题,从空间飞行器的非线性动力学模型出发,主要讨论了空间飞行器的一种对动力学模型要求较为宽松的自适用跟踪滤波模型和利用自适用跟踪滤波对飞行器进行一步无控预报方法,以及探讨了利用跟踪滤波的一步无控预报信息对空间飞行器进行解耦控制的预测控制技术。同时,通过仿真计算,结果表明此解耦控制方法收敛快,跟踪精度高,稳定性好,控制信息量连续等特点。     

基于模型参考滑模控制的飞行器姿态控制

研究了空间飞行器大角度机动飞行的变结构姿态控制.采用参考模型的方法设计滑模控制律,首先应用误差四元数来描述参考模型姿态运动,设计符合姿态控制要求的参考模型控制量.在此基础上,应用滑模变结构控制理论设计系统控制量,能使得系统状态跟踪参考模型又能快速趋近滑动面,有效缩短了变结构控制系统中趋近过程,从而提高了变结构控制律的品质.数字仿真结果表明了该控制算法的有效性.     

带有可伸缩挠性附件航天器的姿态控制

根据特征模型的参数推算了系统实时的转动惯量,设计了基于转动惯量的黄金分割自适应控制器和逻辑微分控制器,将这两种控制器相结合对带有可伸缩挠性附件的刚体进行姿态控制,仿真结果与基于确知系统模型所设计的变系数PD控制器相比较,表明了该自适应方法控制一类时变系统的有效性.基于特征模型的自适应方法不需要知道系统具体的模型,具有很强的鲁棒性能,因此这种方法具有很重要的实际应用价值.     

基于控制叶片的太阳帆姿态控制系统建模与仿真

针对由太阳帆薄膜、结构杆、有效载荷和四个控制叶片所组成的太阳帆航天器系统,从物理模型出发,利用欧拉方程建立了姿态动力学模型.对该类太阳帆航天器的系统能控性和稳定性进行分析,并通过数值仿真对太阳帆航天器三轴姿态控制的响应特性和行星际轨道转移过程中姿态控制效果进行研究.研究结果表明,在行星际飞行中利用四个控制叶片来对太阳帆航天器进行三轴姿态控制的方法是可行的.     

基于自组织网络的航天器姿态控制半实物仿真

为了提高航天器的有效载荷比,针对目前姿态控制系统中采用有线连接的问题,以单轴气浮台为仿真平台,基于无线自组织网络构建了一种刚体航天器姿态控制半实物仿真系统,提高航天器设计的灵活性和可靠性.首先详细介绍了该系统的总体构成和方案设计,星载计算机采用双ARM冗余的体系结构,光纤陀螺、星载计算机、反作用飞轮以及动力学仿真机之间可通过无线自组织网络节点互连.其次,介绍了姿态控制系统的数学模型及控制算法.最后,利用该系统对航天器三轴正常姿态稳定控制进行了半实物仿真.仿真结果表明,姿态控制精度能够满足任务需求,同时校验了仿真系统设计的合理性和正确性.     

基于分段Lyapunov函数方法的柔性卫星姿态模糊控制

提出了一种基于分段Lyapunov函数方法的带太阳帆板柔性卫星的姿态模糊控制方法。对于柔性卫星姿态动力学系统而言,强耦合、非线性以及较强的不确定性是其姿态系统的基本特征,本文针对这类被控对象,采用T-S模型作为万能逼近器,设计一种分段状态反馈控制方案。仿真结果表明,该方案可以保证卫星的姿态控制精度、结构振动抑制和控制系统鲁棒性。     

柔性空间机械臂的模糊控制及抑振最优控制

讨论了载体位置不受控、姿态受控的情况下,漂浮基柔性空间机械臂系统的轨迹跟踪和振动抑制问题。对系统进行输入输出反馈线性化,并采用奇异摄动理论,得到了慢变子系统和快变子系统。然后,设计了两种时间尺度的模糊逻辑控制器,以控制柔性空间机械臂的载体姿态和机械臂关节铰协调地来完成各自在关节空间的期望运动。慢变子系统用模糊控制来进行轨迹跟踪,而快变子系统用最优线性二次型控制来主动抑制柔性杆的振动。系统仿真结果说明了控制器的可靠性和有效性。     

双柔臂空间机器人运动、振动一体化抗死区控制

探讨漂浮基双柔臂空间机器人存在关节力矩输出死区与外部干扰时的姿态角度运动跟踪及柔性抑振的控制问题。引入含有刚性运动与柔性模态的混合轨迹概念,提出基于运动、振动一体化的积分滑模神经网络自适应控制方案。此方案的优点是不但通过补偿项消除了死区斜率与边界参数不确定及最优逼近误差上确界未知的影响,确保了刚性运动的鲁棒性,而且能同时主动地抑制两臂杆的柔性振动,从而提高轨迹跟踪性能。仿真算例结果表明方案能有效地实现运动、振动一体化控制。     

敏捷导弹大角度姿态控制系统设计

研究了具有大离轴角及越肩发射能力的敏捷导弹初始段敏捷转弯的控制方法,用反作用喷气控制系统来提供大角度敏捷转弯时大攻角飞行的控制力矩。首先利用时标分离的思想将导弹姿态控制系统的运动学部分和动力学部分分别视为慢变子系统和快变子系统,然后应用动态逆和变结构控制相结合来设计各子系统的控制律;最后,在考虑了导弹各个环节非理想因素的情况下,对导弹进行全耦合状态下三通道联合仿真。仿真结果表明所提出的控制方法,能够有效消除敏捷导弹大角度姿态机动时的结构参数变化以及各种外部干扰的影响,可以很好地控制导弹的大迎角机动飞行,鲁棒性强,简单易行,具有一定的实用性。