舱外机动装置控制技术的实时仿真研究

舱外载人机动装置的姿态控制为非线性时变,并且带有不确定参数的系统控制问题,传统的控制理论难以处理该问题.为了验证自适应控制方法对该问题的处理以及该方法在工程上的实用性,因此在dSPACE平台上建立了半物理仿真系统,该系统真实模拟了现实环境并且仿真出真实可靠的结果,从而验证了自适应控制方法对于控制舱外机动装置具有良好的控制特性.      

一种轮控卫星姿态机动变结构控制器

针对小卫星3轴反作用轮姿态控制系统的非线性特性,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.利用误差四元数和误差角速度建立滑动模态,并基于Lyapunov定理推导出一种姿态机动的引入角加速度负反馈的变结构控制律.仿真结果表明,该控制律能够提高收敛速度,降低机动过程中角速度的超调量和对起始力矩的要求.同时,在模型参数不确定和有外干扰的情况下该控制律也具有全局稳定性和鲁棒性.      

基于多目标优化的微纳卫星群姿态控制

在微纳卫星群姿态控制中,要求多个卫星相互协同,能够快速达到期望的目标姿态,同时要求能耗最小.本文提出微纳卫星群姿态控制的多目标优化模型,以同时优化卫星姿态的角度误差和降低能耗2个性能指标函数.基于MATLAB用弹性约束法求解该优化问题,得到了多目标优化的帕累托前沿,并给出了其相应的卫星姿态,实现了多个微纳卫星姿态机动控制和协同控制.仿真结果表明本文运用的多目标优化方法在微纳卫星姿态机动控制和协同控制中是有效的.     

飞轮控制的欠驱动刚体航天器姿态控制器设计

针对"三正交加斜装"反作用轮系统中某两个本体轴上的飞轮失效的欠驱动情况,研究了航天器的姿态控制问题.在系统初始角动量为零的条件下,设计分段解耦控制律,实现了姿态稳定.采用欧拉角描述法建立了欠驱动航天器的姿态动力学方程和运动学方程.在系统初始角动量为零的条件下,通过分析方程的解耦特性,设计了分段解耦控制律.该方法经过6次机动控制,可实现姿态稳定.数值仿真验证了方法的有效性.     

基于干扰补偿的导弹增量式动态逆容错控制方法

针对导弹飞控系统存在外部干扰、执行机构故障等问题,运用一种鲁棒增量式动态逆被动容错控制方法,以避免主动故障诊断带来的计算效率问题,同时实现飞行姿态的可靠安全控制。针对外部干扰及执行机构故障等控制系统不确定性,建立导弹三通道姿态控制模型,基于干扰观测器对不确定性进行估计与补偿设计终端滑模控制律。为进一步增强导弹姿态控制系统的鲁棒性,给出导弹增量式动态逆容错控制律,结合终端滑模控制设计干扰补偿的增量式动态逆终端滑模控制律,并对系统残差进行分析比较。某典型全弹道姿态跟踪任务仿真表明,该方法在故障未知的情况下仍然保持姿态跟踪特性与容错能力,实现导弹姿态鲁棒精准快速控制。     

气球吊篮姿态的自适应控制

本文从理论上分析了吊篮姿态控制系统数学模型中参数的不确定性,并且通过数字仿真和实验验证了这种不确定性对系统控制性能的影响.为保证得到良好的控制特性,在Popov超稳定理论的基础上,引出了气球吊篮姿态的模型参考自适应控制法.本文推出一套具有时变自适应增益的离散自适应算法,并在此基础上进行了大量数字仿真.仿真结果表明,吊篮姿态的模型参考自适应方法可以解决吊篮姿态的经典控制方法难以应付的参数大幅度变化、参数未知和非线性等问题.另外,与其它自适应方法相比,该方法还有自适应速度快、工程上易于实现等优点.      

基于气浮台的微小卫星姿态控制实时仿真

针对某在研卫星项目任务需求,以单轴气浮台为仿真平台,对单刚体微小卫星的姿态控制问题进行了气浮台实时仿真研究.介绍了微小卫星仿真气浮台系统的硬件组成,论述了仿真系统软件实现的机制,分析了姿态控制系统的基本原理.根据任务要求,对微小卫星三轴正常姿态稳定控制,大角度机动姿态控制模式进行了仿真实验.实验结果表明姿态控制系统的控制精度能够满足任务要求,从而验证了姿态控制系统方案的正确性和可行性.     

基于反馈摄动的航天器姿态正规矩阵控制

研究三轴稳定的挠性航天器姿态的鲁棒控制问题．由混合坐标方程导出姿态动力学逆传递函数矩阵,并分析其正规性．基于正规性分析结果,使用系统不确定性反馈摄动描述对姿态控制系统的正规矩阵设计方法进行研究．研究结果表明,逆传递函数矩阵可视为正规矩阵,且动力学参数的摄动不影响其正规性．利用这一特性,提出一种适用于航天器姿态控制的正规矩阵设计方法．在该方法中,航天器姿态的鲁棒控制可以通过增加参数约束达成对三轴姿态的独立控制,从而提高设计的可继承性．计算机仿真验证了该设计方法的有效性．     

刚体航天器大角度姿态机动控制算法

针对刚体航天器在参数不确定及环境扰动情况下的大角度姿态机动问题,提出一种自适应离散变结构姿态控制算法.建立包含航天器姿态运动学及动力学的仿射模型,并精确反馈线性化解耦;对得到的各线性动态方程离散化处理,由离散指数趋近律推导了参数化的离散变结构姿态控制律.最后基于Lyapunov稳定性理论设计了控制参数的自适应更新律,有效克服了模型中的各时变项及干扰项影响.仿真结果表明,该算法可有效减小干扰引起的姿态指令角跟踪偏差,确保了大角度姿态机动控制的精确性与鲁棒性,并且消除了常规变结构控制的抖振现象.     

空间飞行器姿态控制的四元数法

空间飞行器(火箭、飞机、人造卫星、航天飞机等)由于受到扰动力矩的作用,须对姿态进行稳定,或者,使其达到预定姿态,这些都涉及姿态的控制问题。刚体的姿态可以用不同的参数来描述,由此可以产生不同的控制方法。本文介绍了空间飞行器姿态控制的四元数法,分析了控制指令的形成及控制的稳定性,并且讨论了姿态机动控制和轨道坐标系修正问题。     

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。     

采用变速控制力矩陀螺的航天器姿态跟踪研究

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的航天器姿态跟踪问题.建立了以VSCMG为执行机构的航天器姿态动力学模型, 引入一阶稳定的线性角速度滤波方程, 同时, 根据Lyapunov稳定性定理, 设计了闭环系统的控制律. 利用加权的最小范数解得到VSCMG的姿态控制输入矢量. 提出了表征VSCMG构型的新奇异度量, 在其基础上利用梯度法构建了VSCMG的零运动, 以回避VSCMG的构型奇异, 并使转子转速趋于期望值. 以四陀螺金字塔构型为例进行仿真,仿真结果验证了该算法的可行性和有效性.      

四旋翼无人机动态面控制

针对四旋翼无人机（UAV）飞行器系统欠驱动特点,引入动态面控制方法,对四旋翼UAV的位置和姿态进行控制。考虑到飞行器速度和角速度难以测量,设计高增益观测器得到UAV的速度和角速度的估计值。相对于反演法,动态面控制的设计更简洁,并且通过引入滤波器来求取控制信号中的系统状态的导数项。另外,常用的时标分离方法不能给出全局稳定性分析,本文引入动态面设计控制律保证系统所有信号半全局一致有界,同时给出系统全局稳定性证明。仿真结果表明,四旋翼UAV能快速精确完成目标跟踪。      

极低频超大型航天器姿态机动与物理试验验证

针对具有0.01 Hz极低频主模态的超大型航天器的姿态机动问题,给出利用经典的Bang-Bang轨迹规划方法、滤波轨迹规划方法和传统的相平面控制方法进行姿态机动的方案,构建了极低频超大型航天器姿态机动地面物理试验系统,对不同的姿态机动控制方法进行了试验验证.针对不同的姿态机动轨迹规划方法,采用喷气发动机或控制力矩陀螺作...     

一种高超声速飞行器的再入约束非线性控制方法

在再入过程中高超声速飞行器存在着多约束,包括角度,角速度,力矩约束,提出一种约束非线性控制方法.基于奇异摄动理论设计内外环解耦控制方案,控制系统的外环基于近似连续非线性预测控制和滑模预测实现角度跟踪,满足角速度约束和闭环稳定.强耦合的内环采用动态逆跟踪角速度指令,期望动力学采用PI形式抑制干扰,采用抗饱和技术在线调整控制参数,减少力矩饱和,提高内环的跟踪性能.最后,通过仿真验证了所提算法的有效性.     

基于非线性观测器的非合作目标姿态跟踪控制

非合作目标的姿态角速度、角加速度未知,给在轨服务航天器跟踪非合作目标姿态的控制器设计带来挑战.为解决这一问题,设计了一种非线性观测器,该观测器能够估计出非合作目标状态,然后构造了基于非线性观测器的姿态跟踪控制器,并证明了闭环系统的一致渐近稳定性.仿真结果表明,设计的方法不仅能够实现非合作目标的状态估计,而且实现了对非合作目标姿态的跟踪.     

圆柱壳体振动陀螺的力平衡控制

圆柱壳体振动陀螺是基于弹性驻波的哥氏效应测量载体角速度或角度的新型振动陀螺，具有精度高、体积小、结构简单、功耗低等优点，因此是捷联惯性导航系统的理想陀螺仪。工作在力平衡模式的圆柱壳体振动陀螺输出角速率信息，噪声特性好、漂移误差易补偿、分辨率高。文章首先对力平衡模式下的频率跟踪回路、幅度控制回路、正交控制回路、力平衡控制回路等四大控制回路基本原理进行介绍。其中，频率跟踪回路与幅度控制回路一起构成陀螺主模态控制回路，负责系统的频率与幅度控制；正交控制回路与力平衡控制回路一起构成敏感模态的控制回路，负责系统正交误差的抑制、敏感模态的抑制以及角速率信息的提取。最后实现了力平衡模式下的陀螺闭环控制仿真。     

基于特征模型的挠性充液卫星姿态控制

采用一种改进的基于特征模型的黄金分割自适应控制方法来解决带有挠性附件和液体晃动的大型卫星远地点机动时的姿态控制问题.根据卫星动力学方程推导特征模型,以动力学特点引入角速度信息构建一种改进的黄金分割自适应控制方法,通过数值仿真加以验证.仿真结果表明,该方法相比传统PID控制,能在不增大控制能量消耗的前提下改善系统控制性能.     

Data-driven prescribed performance control for satellite with large rotational component

In this paper, the high precision attitude control for satellite with large misaligned rotational component is investigated, proposing a novel model-free prescribed performance adaptive control (MF-PPAC) method. Based on the model-free adaptive control (MFAC) strategy, high-precision attitude control is achieved depending on the system measurement rather than the spacecraft mathematical model, which demonstrates the superiority in handling nonlinearity and uncertainty of the spacecraft system, especially for those with unbalance of the rotational component. Furthermore, the transient and the stable-state behavior of the tracking error using MFAC is constrained in the prescribed performance bounds and converges to zero gradually with the utilization of prescribed performance function (PPF) and error transformation method. Finally, the convergence and boundedness of the system error, the bounded-input bounded-output (BIBO) stability of the proposed MF-PPAC is demonstrated by the contraction mapping theory. Simulation and comparison with disturbance-observer-based PD control and MFAC illustrate the effectiveness of the proposed method.