空间绳系机器人姿态容错控制方法研究

在精确姿态控制阶段,由于反作用轮的故障,空间绳系机器人会出现姿态控制失稳的问题,为此,提出了一种空间绳系机器人姿态容错控制的新方法。该容错控制方法利用时间延迟控制算法,将前一个周期的控制量引入到当前控制律中,估计并补偿由于反作用轮故障引起的当前控制量变化。在推导该容错控制方法的基础上证明了它的稳定性,从反作用轮无故障和有故障两个方面,对利用时间延迟控制算法与利用PD控制算法的控制律进行了仿真比较。仿真结果表明,利用时间延迟控制方法跟踪目标姿态精度高、鲁棒性强;将时间延迟控制方法用于调整反作用轮故障状态下空间绳系机器人姿态具有较强的稳定性。     

反舰导弹末端蛇行机动的控制信号设计

采用过载控制技术设计了反舰导弹的飞行控制系统,对反舰导弹的末 端蛇行机动的控制问题进行了研究。设计了实现末端蛇行机动的两组控制信 号:过载控制信号和质心控制信号。在这两组控制信号的综合控制下,反舰导弹 实现了多种形式的末端航向和纵向蛇行机动。弹道仿真表明了所设计的控制信 号的有效性。     

控制受限的编队航天器鲁棒自适应控制

研究了考虑控制受限的编队航天器鲁棒自适应轨道跟踪控制问题。针对航天器编队飞行系统中控制受限、外部扰动和模型不确定性的情况,利用反步控制方法和指令滤波设计提出了一种鲁棒自适应控制策略。指令滤波器用于补偿控制受限对于控制器的影响,同时设计了自适应律对未知参数进行估计,并且利用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的渐近稳定性。和滑模控制等传统鲁棒控制不同,所设计的鲁棒自适应控制器是连续的,更便于航天器编队飞行系统的实现。仿真结果表明所设计的控制器既能实现高精度的编队飞行跟踪控制,又能保证控制受限的要求。     

挠性卫星的自适应模糊滑模控制

将自适应模糊滑模控制应用于挠性卫星的姿态稳定控制中 ,给出了详尽的实现方法。用一个自适应模糊控制器逼近滑模控制中的等效控制 ,推导了规则参数调整的自适应率 ,确定不连续控制以保证闭环控制系统的稳定性 ,用另一个模糊控制器光滑不连续控制以抑制抖振。仿真结果表明 ,该方法实现了较高精度的卫星姿态控制。     

再入航天器轨迹机动控制研究

为了有效控制再人航天器的轨迹机动运动，提出了一个新的轨迹控制方法，首先建立了轨迹复合控制系统的数学模型，其次针对航天器轨迹控制系统的不确定性，基于变结构控制理论设计了轨迹机动控制律，在分析气动操纵面和侧向推力器输出特性的基础上，设计了推力器的控制方法，以获得与控制律输出量相同的控制效果，最后设计了气动力与侧向推力的复合控制规律。仿真结果表明，该控制方法能够有效地实现再入航天器的精确轨迹机动，且具有较强的鲁棒稳定性。     

柔性结构振动的向量控制实验研究

本文针对柔性结构振动主动控制问题，提出了一种微量控制方法，该方法能将结构振动幅值与相位分开辨识，独立控制，能在控制作用的同时，辨识结构响应微量值，当振动幅值变化时，实现跟踪控制，同时，对薄壁铝合金简的振动控制进行了实验研究，实验结果表明，该方法具有时域和频域控制方法的优点，收敛速度快，控制精度高，振动控制比达到90％以上。     

分舱耦合体系下的新型卫星热控平台技术

首先说明了热控体系、热控平台技术、热控分系统、热控措施之间的关系,然后描述了卫星热控设计体系的构建过程,在此基础上,简述了卫星系统发展对热控体系提出的挑战和一个理想热控设计体系所应具有的特征,同时对当前已有的热控设计体系进行了分析,并进一步提出了满足未来卫星发展需要的分舱耦合热控设计体系,针对在该体系框架内,阐述了基于分舱耦合分布式和分舱耦合集中式的可能应用情况,最后,描述了其应用涉及的关键技术。通过分析认为,分舱耦合体系下的新型热控平台技术,是满足未来卫星发展需要的趋势。     

直/气复合控制导弹的模型预测和自抗扰姿态控制设计

针对直/气复合控制导弹姿态控制系统的特点,提出将非线性模型预测方法与自抗扰控制方法结合的姿态控制策略,设计姿控脉冲发动机阵列点火逻辑,在分析直接侧向力有限约束集的基础上提出直/气复合控制导弹姿态控制系统设计方法。仿真结果表明,所给出的复合控制策略可以有效抑制外部干扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

空间拦截器姿态控制系统变结构控制规律研究

结合空间拦截器的姿态控制问题,本文介绍了一种对系统参数摄动和外在不确定性干扰具有鲁棒性的变结构控制律。在此基础上,研究了当控制信号幅值受限的情况下,非线性系统的变结构控制律的设计问题。此方法考虑了空间拦截器姿控发动机推力幅值受限这一实际情况,提出了基于姿态角双包络线概念的实用姿控方法。因此,更符合系统实际的运行情况。仿真结果证明了此方法的有效性。     

导弹直接侧向力与气动力复合控制设计与实现

针对带有姿控式直接侧向力/气动力复合控制系统导弹的控制律设计问题,建立了俯仰平面内姿态控制系统的数学模型,应用非线性系统理论对模型进行了分析,在此基础上建立了进行控制系统设计的简化模型。基于滑模变结构控制理论进行了复合控制律设计,并分别考虑气动力控制和直接侧向力控制的特点对所设计的控制律进行了实现。所设计的复合控制系统在进行快速攻角指令跟踪的同时,可以有效节省姿控发动机的使用数量。仿真结果说明了所提出方法的有效性。
     

三轴稳定遥感卫星姿控系统故障情况下的系统重构

论述三轴对地稳定遥感卫星姿控系统中部分轮子或部分陀螺故障情况下的姿控系统重构。文中论述了只在俯仰通道有一偏置动量轮正常工作，而滚动和偏航通道轮子故障条件下的系统重构。另外还论述了偏航陀螺故障，姿控系统其它部件正常情况下，控制系统采用Whecon原理与PIM控制相结合的设计。以上两种系统重构拟用于实际系统中，经过数学仿真验证，姿控系统在故障情况下能够完成基本任务。     

利用姿态机动的绳系卫星编队系统轨道协同控制

为克服绳系卫星编队系统在轨道机动过程中的系绳摆动现象，提出一种通过调整领航星推力方向进而实现编队系统轨道跟踪的控制算法。由于推力方向角与状态量互相耦合且少于系统自由度个数，轨道协同控制属于典型的非仿射欠驱动控制问题。针对此问题，首先采用升阶法将角速度作为虚拟控制输入；然后为各子系统设计子滑模面后加权得到高层滑模面和等效控制输入律，并设计观测器估计系统非线性项；其次基于模型预测控制算法优化得到最高层滑模面的趋近控制律；最后采用MATLAB/Simulink验证了所提控制算法的有效性。     

基于广义预测的双转动扫描系统同步控制

针对遥感相机扫描系统双转动装置的同步控制要求,提出一种基于广义预测模型的交叉耦合同步控制策略。建立基于广义预测控制的模型,结合交叉耦合同步控制策略,实现双转动装置的控制精度要求。为了使交叉耦合同步算法提供的误差在两个电动机中的分配更加合理,引入分配因子,并进行自适应选择,最终削弱由于系统特性的不匹配及环境的不确定性等因素产生的双转动扫描系统同步误差,使其满足控制精度的要求。通过仿真实验,发现随着预测步数的增大,系统的同步误差减小,控制精度提高,满足同步控制精度的要求,验证了所提出方法的有效性。     

分导飞行器能量指标的最优控制方法研究

本文讨论了分导飞行器的基本控制规律 ,研究了对分导过程的最优控制问题 ,介绍了使推进剂消耗最少的最优控制方法 ,建立了实现最优控制的数学模型 ,阐述了研究能够使综合性能指标达到最优的控制方法以及对分导飞行器研制、使用的重要作用。     

基于最优控制/自抗扰控制的直/气复合控制系统设计研究

为提升控制系统的性能,对直/气复合控制导弹的控制系统设计进行了研究。以俯仰通道为例,用最优控制理论设计了基于状态反馈的导弹俯仰通道控制回路,用线性二次型调节器(LQR)获得控制律。给出了加权矩阵的选取方法:依次调整表征过载偏差、角加速度和角速度的权重,使求出的反馈增益系数满足要求。针对状态反馈控制律无法快速抑制直接力开启带来的干扰问题,用自抗扰控制(ADRC)理论改进了控制器,通过构建状态观测器在线实时估计外界干扰并予以补偿,快速抑制扰动。仿真结果表明:用最优控制/自抗扰控制设计的控制器跟踪速度快,动态过程平稳并具有较强的干扰抑制能力,提高了系统的鲁棒性。     

空间机械臂辅助深层采样阻抗控制策略

针对空间机械臂辅助深层采样任务中的建模与控制问题,基于刚体李群SO(3)方法对机械臂进行建模。通过梯形规划对机械臂进行轨迹规划,采用阻抗控制方法控制机械臂运动。推导了李群SO(3)模型下机械臂关节空间与末端笛卡尔空间之间的雅可比矩阵,并且得到了两个空间的相互转换关系。采用锥互补方法计算采样机械臂与复杂接触面的碰撞力,并基于非光滑算法求解锥互补条件与系统动力学方程。通过对比位置控制与阻抗控制,证明了阻抗控制在实际应用过程中能够更加柔顺地控制机械臂与接触面进行接触。通过对控制参数进行调整,探究了不同控制参数对机械臂控制的影响,优化得到了合适的控制参数,从而能控制机械臂辅助完成深层采样的任务。     

帆板转动时卫星姿态的非线性控制

当帆板转动时，卫星姿态因系统质量特性的改变和帆板驱动力矩的作用而发生扰动，本文采用一种具有鲁棒性的非线性控制方法，实现了高精度的卫星姿态控制。     

考虑伺服回路动态的飞行器攻角鲁棒控制技术

为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。     

On optimal aerodynamic attitude control of spacecraft

Attitude control of spin-stabilized satellites by means of aerodynamic forces is investigated. A controller employing two rotatable control surfaces is proposed to control the roll-yaw motions of the spacecraft spin-axis. Optimal control theory is applied to synthesize a feedback control law for the control surface rotations which leads to asymptotically stable controller operation. The system response is interpreted in terms of performance criteria such as the maximum control surface excursions, the speed of response and the associated orbital energy loss due to drag. Even with a moderate size, the controller appears quite effective in maintaining the spacecraft attitude against external disturbances.     

微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法

针对传统皮纳卫星姿态控制系统中磁力矩器输出力矩小、姿态控制响应慢等问题,提出一种微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法,提高了控制精度,缩短了控制周期,并利用Lyapunov稳定性理论证明了算法的稳定性。首先建立微型固体推进器阵列优化点火模型,然后给出其补偿控制时间设置方法,并推导出大角速度阻尼控制律和辅助速度阻尼控制律,同时设计了基于混合系统模型的姿态捕获联合控制律,最后通过仿真验证了速度阻尼联合控制律和姿态捕获联合控制律的有效性。仿真结果表明,相较于传统的纯磁控方法,联合控制方法能够有效提高控制精度,大幅度缩短控制周期。