航天器的自适应鲁棒姿态控制器设计

针对带有转动惯量不确定性和干扰的航天器姿态控制问题,提出了一种基于鲁棒自适应方法的解耦控制算法。首先,将航天器模型变换成3个子回路分别进行控制器综合,并利用自适应方法对模型中的不确定参数进行补偿。然后,将外干扰力矩和自适应补偿误差视为复合扰动,通过鲁棒控制算法对其进行抑制,保证了姿态跟踪误差在期望的范围内。最后,数字仿真结果表明了所设计的控制器在处理航天器姿态控制问题的正确性和有效性。     

基于MSCMG金字塔构型的航天器姿态测控一体化控制方法

提出一种基于磁悬浮控制力矩陀螺(magnetically suspended control moment gyroscope,MSCMG)金字塔构型的航天器姿态测控一体化控制方法,利用姿控回路中的执行机构,既进行航天器姿态测量,又进行航天器姿态控制,改变了传统姿控系统由姿态敏感器、控制器、执行机构的组成方式。首先建立磁悬浮转子径向力矩模型,通过实时检测磁悬浮控制力矩陀螺中的磁轴承电流、磁悬浮转子位移、框架角速度,联立金字塔构型中的3个径向力矩模型求解出航天器的姿态角速度,再设计相应的姿态控制律和框架操纵律,实现航天器的姿态调节,仿真结果证明了该方法的正确性和有效性。     

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。     

双星载旋转机构非确定等价鲁棒自适应控制

针对航天器携带的两副旋转机构同时姿态机动的精确控制问题提出一种鲁棒自适应控制方法.从关联系统的角度建立系统动力学模型,有效精确描述系统内各刚体动力学耦合项与非耦合项.采用“航天器本体姿态稳定、同时各旋转机构姿态机动”的复合控制策略:考虑到航天器本体转动惯量参数无法精确获得,应用非确定等价自适应控制方法设计姿态稳定控制器,在确保姿态全局渐近稳定的同时有效令不确定参数估计值精确逼近真实值或进入特定集合;考虑到各旋转机构姿态机动时受到航天器本体动力学耦合的影响,设计了鲁棒H∞姿态机动控制器以抑制动力学耦合的作用.仿真结果验证了所提出方法的有效性.     

基于Matlab/Simulink的航天器姿态动力学与控制仿真框架

搭建了基于Matlab／Simulink的航天器姿态动力学与控制仿真框架；基于该框架和非线性控制设计模块完成了一类带动量轮机构的航天器PD姿态控制器参数优化设计与姿态仿真研究。研究结果表明：1）基于Matlab／Simulink的航天器姿态动力学与控制仿真框架具有可重用性好、继承性强的优点；2）非线性控制设计模块可以有效地完成非线性系统控制器参数优化设计。     

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。     

空间绕飞任务中航天器姿态跟踪的鲁棒控制

研究了空间绕飞任务中从航天器对主航天器进行观测时的姿态跟踪控制问题,提出了综合考虑挠性、外部扰动和参数不确定性等因素的输入饱和鲁棒控制器设计方法。根据主、从航天器的质心相对运动信息,解算出了从航天器的期望跟踪姿态。为保证从航天器跟踪期望姿态时控制器的有界性和强鲁棒性,将文献中已有的一种一阶滑模姿态调节控制器推广到了姿态跟踪的情况。进一步,为消除一阶滑模控制的高频抖振问题,将姿态跟踪问题转化成了标准的二阶滑模控制问题,提出了一种连续的二阶滑模姿态跟踪控制器。仿真结果表明,本文算法能有效实现绕飞过程中的姿态跟踪,同时具有强鲁棒性。     

基于自适应快速终端滑模的航天器容错控制

针对执行机构发生故障时的航天器姿态控制问题,提出了一种基于自适应快速终端滑模的容错控制设计方法。该方法通过选择具有快速终端特性的滑模面,提高航天器容错控制的收敛速率,实现系统有限时间稳定|利用自适应控制方法在线调整控制器参数,消除对故障最小 值信息的依赖。仿真结果表明,与基于普通滑模控制器的容错控制相比,所提出的方法在保证系统鲁棒性和稳定性的同时,三轴姿态角和态角速度收敛时间可分别降低约54.5%和50%,实现快速有效的航天器容错控制。     

基于滑模迭代学习律的航天器姿态控制

针对航天器姿控系统长期运行期间因执行部件老化或故障引起性能下降的情形,设计了一种基于滑模迭代学习率姿态自主容错抗扰控制方案。采用虚拟控制输入设计了滑模控制器,以确保故障发生后系统能精确跟踪参考运动轨迹|通过李亚普诺夫稳定性分析,设计了新的自适应迭代学习率,根据系统跟踪误差,在线确定控制器参数以应对执行器故障和外部干扰的影响。数值仿真实验表明,该方法可以有效进行故障检测和干扰补偿。     

挠性航天器大角度机动的振动抑制控制

建立了带变速控制力矩陀螺群的挠性航天器的动力学模型,应用误差四元数来描述姿态运动,将星体大角度姿态机动问题转化为误差四元数的调节问题.针对挠性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振动抑制方法,设计了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.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振动的衰减.基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明了所提出的控制方法的可行性和有效性.     

基于MRPs的卫星集群系统姿态对抗一致性控制

小型卫星集群协同控制是当前空间技术发展的热点之一,卫星集群控制可归结为多智能体控制问题.面向卫星集群系统的分组姿态控制,引入一致性以及对抗一致性问题,提出了卫星系统姿态对抗一致性控制方法.卫星组网系统姿态对抗一致性控制目标是使卫星分组达到姿态对称的状态.以无向图描述姿态对抗卫星集群的通讯拓扑结构,利用修正型罗德里格斯参...     

基于开关执行器的空间飞行器大角度姿态控制

针对空间飞行器姿态控制系统采用开关式姿控发动机的特点，研究了空间飞行器大角度机动三通道耦合姿态控制问题。为克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题，采用四元数描述的空间飞行器姿态运动数学模型，应用Lyapunov方法设计了控制量受限情况下的基于误差四元数的大角度姿态运动变结构控制器，并给出了严格的数学证明。为了避免控制律中的颤动问题，用边界层来代替控制律中符号函数。给出了从一种静态到另外一种静态的姿态跟踪四元数指令确定方法。数值仿真结果说明了所提出的控制器的有效性。     

RLV再入初期连续滑模姿态控制律设计及仿真

给出了一种可重复使用航天器(RLV)再入初期鲁棒姿态控制方法。在给定可用姿态指令和摄动、干扰的上界条件下,基于内外双回路连续滑模控制方法,得到了在系统摄动和干扰存在的情况下拥有高精度、鲁棒性和良好动态响应品质的姿态角跟踪结果。滑模控制抖振抑制利用李亚普诺夫方法,构造滑模状态观测器,并依据自适应增益调节思想,有效地抑制了控制抖振,减少了推进器的开关次数,保证了工程实际应用的能力。以某型RLV为例,在精确的仿真模型基础上,通过不同的控制律设计方法仿真结果对比表明,该方法有效、可靠。     

基于磁悬浮转子微框架能力的航天器姿态二自由度测控一体化控制方法

提出一种基于磁悬浮转子微框架能力的航天器姿态二自由度测控一体化控制方法,在磁悬浮控制力矩陀螺框架不动的条件下,通过实时检测磁轴承控制电流、磁悬浮转子位移求解出航天器的滚动、偏航轴姿态角速度,建立磁悬浮转子控制的航天器姿态动力学方程,利用已测得的姿态角速度,设计姿态解耦控制律,控制磁悬浮转子的旋转主轴在磁间隙范围内以一定角速度偏转,产生所需的径向二自由度输出力矩,调节航天器的滚动、偏航轴姿态,仿真表明,该方法能够实现航天器的二自由度姿态调节,微框架力矩具有高精度的优点,能够完成航天器机动段末端小角度的姿态控制。     

挠性飞行器飞轮姿态控制系统设计

针对带有大型太阳帆板的挠性空间飞行器动力学特性十分复杂的特点,通过合理的假设,采用单轴解耦分析姿态控制系统稳定性问题。采用极点配置法,按照刚体卫星设计系统PID参数,利用根轨迹,确定按刚体卫星参数设计的系统能使挠性空间飞行器控制系统具有渐近稳定性的充分条件;推导系统参数间的关系式,分析挠性空间飞行器主轴姿态控制系统稳定性问题。最后,通过仿真验证了系统的性能。     

考虑姿态禁忌约束的航天器安全姿态跟踪控制

针对航天器姿态跟踪过程中的姿态约束问题,提出了一种基于势函数的安全姿态机动控制算法。与姿态定点机动的姿态约束问题不同,引入误差四元数和误差角速度,建立了航天器姿态跟踪误差模型。采用四元数描述了姿态禁忌区域,并根据禁止姿态最小允许角构造了一种新的规避高斯势函数。利用规避势函数和吸引势函数得到安全姿态机动控制器,对于无扰动和有扰动的情况分别分析了闭环控制系统的Lyapunov稳定性。最后,对于有约束的姿态跟踪情况进行了计算机数值仿真。仿真结果表明,所提出的控制方法既能实现姿态跟踪的目的,又能确保航天器在机动过程中不会进入姿态禁忌区域。     

基于一致性算法的卫星编队姿轨耦合的协同控制

针对卫星编队一主多从结构的相对轨迹、姿态的协同控制问题,提出了一种基于Lyapunov方法的编队飞行协同控制策略。该控制策略将分布式控制思想引入卫星编队飞行的相对轨迹、姿态的动力学系统中,使各从星保持编队构型的同时沿期望轨迹相对主星绕飞。从理论上证明了系统的渐近稳定以及对外部干扰的抑制,并基于一致性算法理论定量地分析了通信拓扑结构为有向图情况下控制器参数的选择范围。此外,利用星星间的相对位置信息确定各从星的期望姿态和角速度,以确保对卫星编队进行姿态协同控制,达到跟踪同步的目的。最后将提出的算法应用于卫星三角形编队飞行的协同控制,仿真结果表明该方法的可行性与有效性,具有潜在的应用前景。