基于ADRC姿态解耦的四旋翼飞行器鲁棒轨迹跟踪

针对欠驱动四旋翼飞行器的控制特性,提出一种基于自抗扰控制(ADRC)的姿态解耦控制算法,该算法可以克服传统欠驱动四旋翼控制方法中存在的问题,如系统状态间耦合严重,抗干扰能力弱及系统建模误差对跟踪性能影响较大等弱点.该算法利用扩张状态观测器(ESO)实现状态间耦合项的跟踪和估计,同时ESO也可实现对系统干扰的估计,干扰包括系统内扰和外扰.利用动态反馈线性化将非线性MIMO系统转化成线性SISO系统,然后利用非线性反馈控制律实现四旋翼姿态系统的高品质控制,在上述姿态解耦控制的基础上研究飞行器的鲁棒轨迹跟踪问题,不同情况下的仿真结果验证了上述姿态控制算法可提高系统轨迹跟踪的鲁棒性.该算法不依赖于精确的系统模型,降低了实际应用的难度,并有很强的抗干扰能力,具有实际应用的价值.      

卫星光轴复合指向控制方法研究

卫星平台搭载光学载荷对空间运动目标进行跟踪指向技术已经成为卫星发展的重点，为了提升卫星光轴的指向范围、跟踪精度和机动性，仅依靠卫星的姿态调整已无法提升卫星光轴的性能。通过对由卫星姿态、星载光电转台和快反镜组成的卫星复合光轴指向系统的分析，需三者协同工作，输出有效叠加，才能有效提升卫星光轴的指向范围、跟踪精度和机动性。对卫星姿态控制系统、星载光电转台控制系统、快反镜控制系统进行研究建模后，确定了三者的作动频带。通过建立辅助PQ单位反馈系统，运用频率响应法设计复合指向控制器，模拟某轨道的卫星与跟踪目标的相对运动轨迹作为仿真模型的输入。仿真数据表明卫星光轴的跟踪指向误差由0.6°下降到了0.05°，证明了复合指向控制律有效提升了卫星光轴的性能。     

磁悬浮转子状态反馈解耦自抗扰控制方法

针对磁悬浮控制敏感陀螺（MSCSG）转子偏转通道强耦合及航天器姿态测量过程中受扰失稳问题,提出了一种磁悬浮转子偏转解耦抗干扰控制方法。分析了转子两自由度偏转耦合现象,设计了基于状态反馈的解耦控制器;建立了MSCSG在姿态测量过程中航天器的姿态运动对磁悬浮转子产生的干扰力矩模型,采用自抗扰控制器（ADRC）抑制磁悬浮转子的外部干扰;对所建立的扩展状态观测器（ESO）跟踪性和系统稳定性进行了分析,通过调节ADRC中非线性状态误差反馈控制律系数,实现了系统有界输入条件下的稳定。仿真结果表明:状态反馈解耦能够实现偏转自由度的完全解耦,ESO具有良好的跟踪性能,ADRC较传统PID控制方法具有更好的抗干扰性能。      

火星大气进入滑模自抗扰制导方法

针对火星探测器大气进入制导阶段存在着模型参数误差等不确定性,基于直接反馈线性化理论设计了一种滑模自抗扰进入制导方法。首先利用反馈线性化方法对跟踪系统模型进行线性化处理;在此基础上设计了滑模控制律,并利用线性扩张状态观测器估计系统的未知不确定量,在控制律中进行补偿;此外还给出了大气进入段的横向制导律。仿真结果表明,与反馈线性化方法相比,该方法设计的制导律有效地降低了模型参数误差对制导精度的影响,实现了对参考轨迹的良好跟踪,提高了探测器开伞点的精度。     

柔性空间机械臂在轨操作仿真与分析

针对挠性航天器利用柔性空间机械臂在轨操作目标进行分析.首先利用Kane方程和假设模态法对挠性航天器上安装有柔性空间机械臂的系统进行动力学建模.其次,采用修正的罗德里格斯参数描述机械臂末端相对服务航天器的姿态,利用五次多项式对机械臂末端的相对位置与姿态进行规划,并将目标航天器的相对运动进行补偿,基于雅克比矩阵的广义逆求解机械臂关节运动规律.然后,将反馈控制与扩张状态观测器结合,分别设计了航天器姿态稳定控制器和机械臂轨迹跟踪控制器.最后,对柔性空间机械臂捕获目标航天器以及安装模块的过程进行闭环数值仿真,结果表明,所设计的控制器能够使机械臂跟踪期望轨迹,同时使得航天器姿态趋于稳定,机械臂可以较高精度完成在轨操作.     

基于非线性干扰观测器的航天器相对姿轨耦合控制

针对带挠性附件的服务航天器在近距离逼近失控目标航天器时的控制问题，考虑由于推进安装偏差导致的姿轨耦合，通过选用相对位置和相对姿态四元数作为状态向量，建立了服务航天器与失控目标航天器的相对位置和姿态动力学方程。考虑服务航天器的挠性附件影响，挠性振动可以视为位置和姿态控制系统微分有界的干扰。基于反馈线性化方法提出了非线性反馈控制律，设计了非线性干扰观测器，用于补偿可建模干扰，并基于所提非线性反馈控制律和非线性干扰观测器设计了复合控制器，其中非线性干扰观测器用于补偿挠性附件产生的干扰。数字仿真及半物理实物闭环验证表明，利用所设计的复合控制器能够有效补偿干扰，同时在对失控目标航天器跟踪时具有很好的鲁棒性。      

考虑地球自转的探月返回反馈线性化跟踪制导律设计

研究考虑地球自转的探月返回跳跃式再入的纵向制导问题.通过对制导动力学进行详细分析,给出了地球自转对制导精度产生影响的原因.在此基础上,针对探月返回跳跃式再入的纵向制导问题,研究了考虑地球自转的反馈线性化跟踪制导律的设计问题.当考虑地球自转时,制导动力学十分复杂,如果直接按照非线性系统反馈线性化控制理论进行制导律设计,所需测量量较多,制导律难以实现.设计了一种简化的反馈线性化跟踪制导律,并分析了设计机理.最后进行了数学仿真,与航天飞机反馈线性化跟踪制导律进行了比较,所设计的制导律在一定不确定下制导精度更高.     

一种空间目标高精度指向控制方法

针对空间动目标指向任务对卫星提出的高精度控制需求，研究了卫星星体/快反镜二级复合系统的指向控制问题，给出了一种空间运动目标高精度指向控制方法。首先，基于近圆轨道Clohessy Wiltshire方程获得追踪卫星与目标卫星的位置信息；然后，基于扩展Kalman滤波算法进行多信息融合确定追踪卫星姿态参数，并实时解算出追踪卫星载荷光轴与目标卫星的相对姿态，获得跟踪指向所需的方位角和俯仰角；最后，通过星体一级姿态控制和基于快反镜的载荷光轴二级指向控制，实现对目标卫星的快速、高精度指向。仿真结果表明，该方法可以在保证快速性的同时实现动态指向控制误差小于072″。该方法可以实现对空间目标的高精度指向控制，为未来空间中激光通信等航天任务提供技术支持。     

Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制

针对Stewart平台卫星大范围快速机动后的指向控制问题,提出了考虑翼板柔性的Stewart平台卫星动力学建模与姿态指向一体化控制方法。对考虑柔性翼板的Stewart平台卫星的动力学建模与主动控制进行了研究,采用力学基本原理和混合坐标法建立系统的刚柔耦合精确动力学模型,并提出一种同时考虑平台载荷指向与隔振的协同控制方案。数值仿真结果表明,所建立的动力学模型能够准确地描述系统的动力学行为,所提控制方案能够有效提高卫星平台的姿态指向精度。与未施加控制的情况相比,该方案能够将支撑杆的变形量减少到千分之一,从而保证了结构安全。此外,还分析了翼板柔性对Stewart平台卫星姿态控制的影响,结果表明翼板柔性对下平台姿态精度有较大影响,对上平台姿态精度影响较小。     

基于观测器的平台无陀螺姿态复合控制

针对超静卫星星体平台无陀螺、载荷敏感器与星体平台执行机构非共基准安装时整星存在姿态异位控制问题,提出了一种基于观测器估计星体平台姿态的复合控制方法。首先,建立星体平台/Stewart平台/载荷的动力学模型,并获得Stewart平台作动器关节空间的等效动力学模型。针对关节空间等效模型,设计super twisting观测器,以作动器平动位移为输入,以载荷和星体平台之间的相对姿态和角速度为输出,实现星体平台姿态和角速度估计。其次,以载荷测量姿态信息为输入,设计Stewart作动器的积分滑模控制律,实现载荷高精度指向控制。以观测器估计的星体平台姿态信息为输入,设计星体平台控制器实现星体平台的稳定控制。Lyapunov稳定性分析表明所设计的观测器和控制器能够保证闭环系统渐近稳定。数学仿真结果表明：在星体平台有陀螺时,载荷能够实现0.1″指向精度;在星体平台无陀螺时,采用观测器估计星体平台姿态并进行控制,载荷亦可实现0.1″指向精度。     

一种高性能控制力矩陀螺框架控制方法的仿真研究

由控制力矩陀螺群构成的姿态控制系统是目前敏捷卫星实现姿态快速机动和精确控制的最佳选择,而低速框架的控制精度、响应速度与稳定性直接决定了控制力矩陀螺的工作性能.针对敏捷卫星对控制力矩陀螺工作性能的高要求,本文提出了一种框架的高性能控制方案——基于永磁同步电机及磁场定向控制算法,并结合框架角速度观测器的直接驱动控制方案.在框架角速度极低时,为解决角度传感器的分辨率无法满足控制精度要求的问题,引入Luenberger状态观测器获得框架角速度的观测值,并将该观测值引入框架角速度闭环控制系统.理论分析、仿真实验的结果证明了该方案的有效性.随后,针对电机参数漂移对观测值的影响进行了仿真分析,仿真结果证明了基于观测器的角速度闭环控制系统的鲁棒性.     

卫星姿态大角度机动的轨迹规划和模型预测与反演控制

空间科学观测、态势感知、对地遥感、操控服务等应用对卫星提出了高精度、高稳定度、平稳柔顺大角度姿态机动的需求。采用欧拉角形式,对时变、非线性卫星姿态动力学系统进行了分析与建模,将每一个测控周期视为一个姿态机动过程。基于动力学系统受控运动的规律,在每一个姿态跟踪机动过程中,预测姿态偏差,通过卫星姿态演化的反演得到控制指令。以三角函数为基础,设计了一种卫星姿态大角度机动的运动轨迹规划方法。本文所述的轨迹规划及控制方法具有轨迹跟踪精度高、稳定性好,跟踪和机动过程平稳柔顺的特点。数学仿真验证了该方法的可行性和有效性。 关键词：轨迹规划; 模型预测与反演控制; 卫星姿态; 大角度机动     

一种用于SGCMG奇异规避的CVP轨迹规划

采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为执行机构的小型敏捷卫星在姿态机动过程中存在着奇异问题.本文从SGCMG姿态控制系统整体出发，将奇异问题转化为状态约束的动态控制问题，基于控制变量参数化(CVP)方法，设计了一种用于SGCMG奇异规避的轨迹规划.该算法在实现小型敏捷卫星大角度姿态机动过程无奇异的基础上，将SGCMG框架角转速的最优轨迹通过CVP方法进行分段线性规划.这种规划策略对框架伺服系统的算法设计无复杂要求，仅需要简单的加减速控制，从而节约了星上资源.在轨迹规划实现过程中，考虑了工程实际中的约束条件，可以按照姿态机动任务要求规划出一条综合考虑能量资源和目标精度的最优轨迹.仿真结果表明：该算法实现了姿态参数轨迹和星体角速度轨迹的平缓变化，目标误差在1×10-3量级，星体在机动过程中运行稳定，SGCMG不会出现奇异现象.     

带变速控制力矩陀螺的航天器自适应姿态控制

航天器高精度姿态控制容易受到参数误差的影响,自适应控制能够合理地估计参数,使基于模型的控制器设计易于实现。自适应参数分为主星体惯量、变速控制力矩陀螺框架转子惯量及动摩擦系数3组,按参数分组对带变速控制力矩陀螺的航天器详细动力学模型进行变换,采用Lyapunov方法设计出姿态控制器、变速控制力矩陀螺群操纵律及参数自适应更新律,操纵律中引入加权矩阵以缓解陀螺奇异问题。理论分析和数值仿真表明闭环姿态控制系统全局一致最终有界稳定,参数自适应更新能有效减小角速度跟踪误差,使姿态四元数误差收敛更快。参数估计虽然不能准确收敛到其真值上,但均在可接受的范围内。     

Dynamic modeling and multi-stage integrated control method of ultra-quiet spacecraft

Space telescope ultrahigh precision pointing control requires the spacecraft platform to provide an ultra-quiet working environment. Vibration isolator rejection control and the multi-stage integrated control method is believed to be one of the best methods to improve the space telescope attitude control performance. In this paper, the fine dynamics model of multi-stage spacecraft systems is presented and the multi-stage integrated controller design techniques are provided. Effectiveness of the multi-stage integrated control approach is demonstrated by both the numerical simulation and experiment results. An integrated design and demonstrated experimental environment is developed for high-fidelity control performance assessment. The verification experiments for the space telescope attitude control and vibration control are carried out. The results show that the pointing accuracy and stability of the line-of-sight (LOS) for space telescope are improved at least one order by the multi-stage integrated control method.