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.     

卫星编队飞行的轨道和姿态GPS自主同步反馈控制

鉴于编队飞行之中卫星不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求,例如有的编队飞行卫星在惯性空间中有指向控制的要求,或者相互之间有保持一定的姿态关系的要求,同时在轨道控制过程中也需要姿态信息,因此在编队飞行的建立过程中,需要考虑姿态和轨道的协调控制和同步控制问题.本文提出了用汗同步控制的相对轨道和相对姿态运动学和动力学模型、控制率的选择和设计以及用GPS的伪距和载波相位实现轨道和姿态同步实时反馈控制方法.其中包括用修改的Kodrigues参数实现无奇异的大姿态机动的非线性状态跟踪控制.对EO-1/Landsat 7编队飞行的同步控制进行了数字仿真,证实了设计的正确性和实现的可行性.     

用GPS输出反馈实现大角度姿态状态跟踪控制

本文首次讨论并给出了利用星上GPS输出反馈,来实现卫星大角度姿态机动的自主非线性状态跟踪控制系统的设计.其中包括非线性状态反馈控制器的设计以及利用星上GPS伪距测量输出信息,采用修改的罗格里德参数描述姿态状态方程,实现星上实时状态跟踪控制的非线性估计器的设计.文中以EO-1/LandSat7卫星编队飞行为背景,给出了姿态测量信息的获取、姿态状态估计和实时跟踪控制的数学仿真结果,验证了控制系统设计的可行性和正确性,精度指标满足要求.     

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。     

卫星编队飞行相对姿态控制

卫星编队飞行在轨执行任务时,除了对相对位置有特定要求外,还需根据不同任务需求保持一定的相对姿态,为此研究了两颗卫星相对姿态的保持控制。根据刚体运动学推导了两个星体坐标系之间的坐标转换矩阵,给出了从星始终指向主星所需的目标姿态和角速度。基于卫星姿态动力学给出了3个相互垂直安装的反作用轮的控制律,并利用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真验证了控制算法的正确性,其相对误差小于10-6。     

带有界扰动的仿射非线性系统的鲁棒输出反馈控制

研究带有界扰动的仿射非线性系统的鲁棒输出反馈控制问题。基于相对阶和零动态的概念,利用反馈线性化的方法,得到线性动态输出反馈控制律。当反馈控制律作用于该系统时,无扰动的闭环系统是渐近稳定的,当扰动较小时,系统的状态能够收敛到原点的一个小邻域内,并给出仿真算例说明该结论的可行性和有效性。     

变质心自旋弹头的建模及自适应滑模控制

对自旋弹头实现末端机动的变质心控制系统进行了研究.为了明确表示自旋弹头的运动参数与质量块运动参数之间的关系,采用牛顿力学方法建立自旋弹头的姿态运动模型.模型包括质量块运动方程、姿态运动的运动学方程和动力学方程.考虑到俯仰和偏航通道的动力学特性为非线性的、铰链耦合的,采用自适应滑模控制方法设计了变质心控制系统,对系统中的不确定项进行估计和补偿,保证系统的跟踪误差收敛到零.变质心控制系统通过对质量块的偏移运动进行控制,进而准确地控制自旋弹头的姿态运动.为了检验所设计的变质心控制系统的控制性能,利用MATLAB/Simulink软件构建系统的仿真模型,进行仿真研究.仿真结果表明:所设计的变质心控制系统具有较高的快速性和控制精度,实现了对自旋弹头姿态角的准确控制.     

一类非线性系统的反馈控制

研究一类非线性系统的反馈控制问题。基于相对阶的概念，利用反馈线性化的方法，得到状态反馈控制律。当该控制律作用于系统时，原点是闭环系统的渐近稳定平衡点。     

基于曲率跟踪方法的轴上拖挂轮式移动机器人的运动控制设计

目的 针对轴上拖挂轮式移动机器人中的挂车对目标轨迹精确跟踪控制问题,提出了一种能够跟踪挂车理想运动轨迹曲线相对曲率的双环控制方法。方法 首先通过梳理轴上拖挂轮式移动机器人受到的非完整约束建立出运动学模型,并通过欧拉-拉格朗日方程建立其动力学模型;然后利用运动学方程推导出挂车的理想运动轨迹曲线的相对曲率和拖车与挂车理想偏航角之差之间满足的重要函数关系式;最后基于该核心关系式,利用姿态误差系统的外环速度控制器和动力学模型的内环比例积分反馈控制器组成的双环控制方法来实现给定的跟踪任务。结果 仿真结果表明,对于外环系统,外环速度控制器使得姿态跟踪误差在经过一段时间的变化后全都趋近于零,实际的姿态变量最终稳定地趋近于目标姿态变量;对于内环系统,内环比例积分反馈控制器使得速度跟踪误差经过短暂的调整后趋近于零,实际速度值最终稳定地趋近于参考的速度值。结论 设计的双环控制器可以有效地实现姿态跟踪和速度跟踪,能够使挂车精确地跟踪理想运动轨迹曲线,由于在姿态跟踪过程中引入了挂车运动轨迹曲线的相对曲率,该方法可以极大地提高轨迹跟踪的精确度。     

多输入非线性时滞系统的同时H~∞控制

将单输入无时滞系统的相关结果,推广到多输入非线性时滞系统,设计了一个H~∞状态反馈控制器,用来同时镇定一族多输入非线性时滞系统.引入储能泛函的概念,提出构造时滞系统储能泛函的一种方法,给出同时H~∞状态反馈控制器存在的一个充分条件及其构造公式.     

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     

基于相对视线矢量测量的多航天器编队相对姿态求解方法

航天器相对姿态求解是编队控制和保持的前提条件,针对远距离编队相对姿态求解问题,提出了一种基于相对视线矢量测量的多航天器编队相对姿态确定方案.考虑编队由3个航天器组成,每个航天器装备视觉传感器,可以测量到相对其余两个航天器的相对视线矢量,基于视觉传感器测量模型,推导了确定性姿态求解方法,并进行了数学仿真研究.仿真结果表明,多航天器编队相对姿态求解方法可以有效估计出航天器间的相对姿态,估计精度较高,能够满足航天器编队控制需求,解决了远距离编队情况下视觉传感器应用的局限性.      

挠性多体卫星姿态动力学与控制

三轴稳定卫星挠性附件的弹性振动和刚性部件的转动与卫星的姿态运动构成耦合的强非线性系统,因此须设计有效的控制律。该文研究了采用反作用飞轮作为执行机构、带有柔性附件和刚性转动部件的整星零动量三轴稳定卫星的姿态解耦控制问题。导出了卫星的多体系统动力学方程,并给出了部分线性化的形式。进一步利用反馈线性化方法将非线性耦合系统解耦,然后对线性化的系统模型进行状态反馈解耦和极点配置。数值仿真结果表明,该文所设计的控制方法具有很高的姿态控制精度和稳定度。     

基于陀螺星光加激光交会雷达的相对姿态确定

针对编队飞行中从飞行器与主飞行器的相对姿态确定问题,提出了基于扩展卡尔曼滤波(EKF)的相对姿态确定方法. 采用修正罗德里格参数(MRPs)作为姿态描述参数避免奇异点. 姿态敏感器采用陀螺 星敏感器 激光交会雷达的配置模式,并且结合相对姿态动力学方程得到相对姿态确定的状态方程,建立起相对姿态确定的EKF模型. 仿真实例表明,EKF状态能在最慢300 s内收敛,MRPs的估计误差在10-5范围以内,该方法正确有效.     

自由漂浮双臂空间机器人关节空间轨迹跟踪的变结构滑模控制

利用多刚体系统动力学的方法对载体位置、姿态均不受控制的浮动基双臂空间机器人系统的运动学、动力学作了分析,并结合系统的动量守恒及动量矩守恒关系建立了系统的动力学方程.以此为基础,对双臂空间机器人关节追踪关节空间期望轨迹的控制问题作了研究.考虑到双臂空间机器人系统的结构复杂性及某些参数的变动性,根据具有较强鲁棒性的变结构滑模控制理论,设计了轨迹跟踪控制的变结构滑模控制方案.此控制方案的优点在于:在操作过程中不需要对双臂空间机器人载体的位置、姿态进行主动控制,因此将大大减少位置、姿态控制装置的燃料消耗.通过对该机器人系统的仿真计算,证实了文中提出的变结构滑模控制方案的有效性.     

基于多层前馈网络的卫星姿态控制器

卫星姿态动力学系统与其线性化模型之间的误差会影响姿态控制的精度。应用多层前馈网络对该误差进行建模,并基于此模型和线性系统理论设计了一种新型的卫星姿态控制器,该控制器实现了卫星三轴解耦控制,并使卫星姿态动力系统与其线性化模型的响应误差在最小二乘准则意义下最小。仿真结果表明在俯仰角、滚动角和偏航角机动量均为0.01rad情况下,控制器能够提供较高的控制精度。     

Direct Lyapunov-based control law design for spacecraft attitude maneuvers

A direct Lyapunov-based control law is presented to perform on-orbit stability for spacecraft attitude maneuvers. Spacecraft attitude kinematic equations and dynamic equations are coupled, nonlinear, multi-input multi-output(MIMO), which baffles controller design. Orbit angular rates are taken into account in kinematic equations and influence of gravity gradient moments and disturbance moments on the spacecraft attitude in dynamic equations is considered to approach the practical environment, which enhance the problem complexity to some extent. Based on attitude tracking errors and angular rates, a Lyapunov function is constructed, through which the stabilizing feedback control law is deduced via Lie derivation of the Lyapunov function. The proposed method can deal with the case that the spacecraft is subjected to mass property variations or centroidal inertia matrix variations due to fuel assumption or flexibility, and disturbance moments, which shows the proposed controller is robust for spacecraft attitude maneuvers. The unlimited controller and the limited controller are taken into account respectively in simulations. Simulation results are demonstrated to validate effectiveness and feasibility of the proposed method.