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.     

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...     

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。     

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.     

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。     

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。     

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...     

基于特征模型的力矩饱和卫星姿态控制

针对控制力矩饱和的卫星大角度姿态机动控制问题,设计一种基于特征模型的低增益反馈控制器。根据原对象动力学模型建立二阶时变差分方程形式的特征模型,计算特征模型的参数范围。介绍低增益饱和控制设计方法,以特征模型为控制对象模型设计低增益饱和控制器,解决控制输入饱和所带来的性能下降甚至不稳定的问题。特征模型有效解决低增益控制器设计方法难以应用于一些复杂对象控制的问题。输入饱和的卫星大角度姿态机动仿真验证了所提出控制方法有效性。     

执行器安装偏差的航天器姿态跟踪自适应滑模控制

针对采用反作用飞轮控制的刚体航天器,设计一种自适应滑模姿态跟踪控制算法。该方法应用滑模控制来处理不确定转动惯量,而采用自适应技术来估计外部干扰的上界,从而实现对干扰的抑制控制以及系统不确定性的鲁棒控制。同时考虑反作用飞轮安装偏差,提出所设计的控制器在安装偏差情况下实现姿态跟踪控制的充分条件,并基于Lyapunov方法证明闭环姿态跟踪系统的全局渐近稳定性。最后将所提出的方法应用于某型航天器的姿态跟踪任务中,仿真结果验证了该方法的有效性,及其对飞轮安装偏差的处理能力。     

航天器大角度姿态快速机动控制器参数优化设计

针对许多空间任务对航天器大角度快速机动能力提出要求的问题,研究了控制器的参数优化设计。基于一类采用四元数描述的大角度姿态快速机动Lyapunov控制器模型,以设计参数为优化变量,时间最优为优化目标,执行机构输出力矩为约束条件,建立了大角度姿态快速机动控制器优化模型。使用混合遗传算法对控制器参数进行了优化设计。仿真结果表明,经优化处理的控制器参数可在满足输出力矩约束条件下有效缩短机动时间。该方法对控制器参数的选择不依赖于设计者的经验,实施起来简单有效。     

航天器能量/姿控一体化控制器设计及功率规划

研究航天器的能量/姿控一体化控制系统(IPACS)的设计问题。针对带有4个飞轮(3正交、1斜装)的航天器的IPACS,设计了一个滑动模态姿态控制器。设计了飞轮组的控制律,保证了在储能时,飞轮的转速变化不会对航天器的姿态造成扰动,而且不影响正常的姿态控制,同时实现了姿态控制与能量存储。针对太阳帆板的功率变化特性以及飞轮电机的输入功率限制,提出了一种新的储能功率的规划方案,使飞轮在每个轨道周期内储存和释放的能量达到平衡,同时尽量利用了太阳帆板提供的功率,从而可以有效地减少太阳帆板的面积,减轻太阳帆板的质量。为了验证所设计的IPACS的有效性,给出了一个仿真实例。     

基于RBD与FTA的航天器太阳翼可靠性分析

太阳翼对航天器的在轨运行品质有重要影响。该文基于东方红3号卫星平台,对系统部件的可靠性属性进行了分类,利用可靠性框图(RBD)给出了在确定载荷与随机载荷情况下的可靠度计算公式。应用故障树分析法(FTA)研究了太阳翼系统的可靠性问题。分析结果表明:铰链是影响太阳翼可靠性的最主要部件;空间温度、材料在空间中的特性是影响太阳翼可靠性的最主要因素。添置冗余、采用新型材料与优化受载结构等方法可以提高太阳翼的可靠度。     

具有约束方程的SGCMGs奇异避免操纵律

奇异问题是单框架控制力矩陀螺群(SGCMGs)在工程应用中遇到的最主要的障碍.为了解决这一问题,从空同几何的角度对SGCMGs的奇异产生机理进行了分析,并给出了一种新的SGCMGs系统奇异判定定理,与传统的微分几何方法相比形式更为简单和直观.在此判定定理基础上,引入一个带可交参数Kout和kin的约束方程.当系统接近奇异时,参数kin改变框架角空间,使得系统避免陷入奇异;而Kout的作用是保持系统最大角动量工作空间保持不变.与传统的带约束方程的SGCMGs奇异避免操纵律相比,带可交参数的约束方程使得系统在不损失角动量工作空同的同时,有效防止了框架角构型奇异的出现,为SGCMGs的奇异避免操纵律设计提供了新的方法.     

一种大容量IGBT的驱动和快速保护方法

提出的大容量绝缘栅双极型晶体管（ＩＧＢＴ）器件的驱动和快速保护方法能满足各种容量的ＩＧＢＴ器件和功率场效应晶体管（ＭＯＳＦＥＴ）器件对驱动和短路保护的要求。介绍了驱动电路和快速保护电路的原理，及保护电路响应时间的测量方法。给出了在不同基准电压下，模拟不同退饱和的集射电压下的保护响应时间。短路试验证明了保护电路的快速性。此驱动保护电路已用于由５０Ａ／６００Ｖ ＩＧＢＴ模块构成的逆变器和由４００Ａ／６００Ｖ ＩＧＢＴ模块构成的直流斩波器。工业运行结果表明保护方法响应时间快，抗干扰能力强。     

快速成形工艺过程的描述与分析

为了定量研究快速成形过程 ,需要建立其数学模型。针对材料中对成形有重要意义的堆积参量 ,采用矩阵方法 ,提出了材料成形状态矩阵以描述材料在快速成形全过程和各个空间位置的团聚状态的变化。对快速成形的成形机理和离散堆积思想进行了数学描述 ,提出了伴生函数以描述快速成形过程中伴生的其它物理化学现象。在数学描述的基础上 ,提出了快速成形技术中的一些新思想     

挠性卫星姿态快速稳定智能控制

针对挠性卫星本身存在的参数不确定性和外部扰动的控制问题,设计了以径向基函数神经网络和小脑神经网络为基础的复合变结构智能控制器.该控制器利用变结构控制系统对被控对象的模型误差、参数变化及外扰等的不敏感性的优点,再结合神经网络能够迅速逼近未知函数、泛化能力强的特点,可以适应挠性卫星参数不确定性和抑制外加干扰,实现对挠性卫星的有效控制.仿真结果表明复合控制能够提高卫星姿态的稳态精度和快速性.     

一种低信噪比下长伪码序列快速捕获方法

为解决低信噪比下长伪码序列快速捕获问题,提出一种基于迭代消息传递算法的快速捕获方法.通过证明m序列是一种特殊的线性分组码,将m序列用Tanner型因子图表示,然后在得到的图模型上迭代运行消息传递算法来估计m序列的初始相位.在低信噪比下的分析和仿真结果均表明:该算法能稳定工作.相比混合捕获算法,其检测性能下降了大约5 dB,但其平均捕获时间约为同条件下混合捕获方法的1/10,其计算复杂度仅为传统捕获算法的几十分之一.     

高速火箭弹GFMINS/GPS组合导航系统

针对高速火箭弹发射出膛瞬间,弹上微机电系统（MEMS）陀螺难以承受上百g的加速度,使得弹上的微惯导系统（Micro-INS）无法完成导航任务,提出用MEMS加速度计构成的无陀螺微惯性导航系统（GFMINS）代替传统MINS与小型GPS构成GFMINS/GPS组合导航系统,实现火箭弹的定位要求.同时,针对GFMINS中角...