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航天器控制的现状与未来 总被引:2,自引:0,他引:2
航天器控制技术是决定航天器发展水平的关键技术之一.针对不同航天活动对航天器控制的特殊要求,分析了高性能卫星、载人航天器、月球探测器和深空探测器等航天器控制的现状.杨嘉墀院士指出航天器控制必将走向智能自主控制之路.进一步提出,航天器智能自主控制应秉承"理论方法、系统结构、器部件要同步研究"的思想和方法.从目前应用情况看,北京控制工程研究所提出的基于特征模型的智能自适应控制方法是大有前途的方法. 相似文献
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一种航天器智能自适应控制方法 总被引:1,自引:0,他引:1
航天器智能自适应控制是航天器智能自主控制的一个重要组成部分。研究以带可伸缩挠性附件航天器为对象,以实现高精度、高稳定度和强适应性为目标的智能自适应控制的基本原理和方法,根据对象特征模型和自适应黄金分割控制律提出了基于附件长度的变参数主动控制方法,即中心刚体控制与挠性附件主动控制相结合的联合自适应控制方法。数学仿真结果表明不管航天器挠性附件伸展或收缩,亦或是受到共振扰动,该控制器都能快速抑制姿态角和模态的振动,而且姿态角和模态超调量都很小,其控制效果优于其他控制器的控制效果。 相似文献
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《空间控制技术与应用》2019,(4)
<正>2019年是我国"两弹一星"功勋奖章获得者、"国家863计划"首倡专家之一、杨嘉墀先生诞辰一百周年。杨嘉墀先生为我国航天事业的创立和发展作出了卓越贡献。早在1995年香山国际自控联航天智能自主控制大会(IFAC IACA)上,杨嘉墀先生就高瞻远瞩地提出了"发展空间智能自主控制技术"的倡议,并提出"智能控制是未来航天技术的发展方向。未来的航天器控制就是要实现智能自主控制,利用智能手段达到自主控制的目的。"同时,杨嘉 相似文献
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一类航天器智能自适应控制方法探讨 总被引:1,自引:0,他引:1
针对现代航天器对控制任务的需求特点,基于航天器对象特征模型知识描述,提出了具有多层结构的智能自适应控制系统概念。作为本方法的原理基础,分别给出了关于一类高阶对象的低阶时变等效模型的定理及其推论;以及广义补偿基本定理及其推论;然后介绍智能自适应控制器三个层次的基本设计要点。最后对带有太阳帆板展开的航天器姿态控制进行了仿真研究,结果初步表明本智能自适应控制方法的有效性。 相似文献
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航天器自主导航是指航天器利用各种测量信息实时确定位置、速度、时间及姿态的方法和技术。完整的自主导航包括4个基本过程:路径规划、当前状态、航迹偏差和偏差修正,因此在实际工程应用中,导航、制导与控制(GNC)系统往往是一体化设计的。航天器自主导航具有极其重要的工程应用价值和战略研究意义,具体体现在两个方面:一方面可以减轻地面测控系统的工作负担,减少测控站的布设数量,减少地面站至卫星的信息注入次数,降低航天器(包括星座)系统建设和长期运行维持的费用;另一方面能减少航天器对地面测控系统的依赖,增强系统的抗干扰、抗摧毁和自主生存能力,然而,从航天器自主导航应具有的自主完备性能、实时操作、不发信号、不依赖于地面站以及长时间运行等基本特征来看,目前航天器尚未实现真正意义上的自主导航,绝大多数航天器仍然依赖地面跟踪测量系统来完成导航任务。 相似文献
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针对航天器热备份控制计算机单机软故障,提出一种前向恢复方法.该方法依据航天器热备份控制计算机系统的先验知识,通过对内存分块管理和重分配,进行数据比对和数据同步,使得软故障情况下系统中各单机自主、稳定地恢复至独立输出完全一致.与传统的恢复方法相比,新方法针对航天器热备份控制计算机系统设置合适的故障识别与定位的方法,且不用增加任何硬件开销.利用返回飞行器GNCC控制计算机对该方法进行了实现,试验结果证明该方法正确可行,为航天器热备份控制计算机的自主恢复技术奠定良好的基础 相似文献
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航天器控制若干技术问题的新进展 总被引:1,自引:0,他引:1
航天器姿态和轨道控制技术是航天器研制中的关键技术,对实现复杂航天器的控制以及未来复杂的飞行任务都具有非常重要的作用。文中通过一些飞行实例概述国内外航天器控制技术的发展,论述了航天器控制技术在编队飞行、自主交会与对接和复杂对象控制中的进展。文章通过揭示航天器控制技术领域的研究和发展趋势,为我国航天器制导、导航与控制技术的发展提出建议。 相似文献
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针对挠性航天器滑模变结构姿态控制器控制力矩的高频抖振问题,提出一种挠性航天器智能模糊控制算法。该算法使用模糊控制算法对航天器控制参数进行模糊化智能处理,能够有效改善控制器控制力矩的高频抖振问题。首先将模糊控制算法与滑模控制算法结合,根据切换面趋近律系数模糊化处理;然后应用连续饱和函数代替符号函数设计姿态控制器;最后通过算法到达滑模面的程度调整边界层厚度,在保证控制力矩不发生抖振情况的同时有效控制滑模面边界层的厚度。仿真结果证明,提出的智能模糊控制算法能够有效改善挠性航天器控制力矩的高频抖振问题,同时可以加快挠性航天器低阶模态振动曲线的收敛速度。 相似文献
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研究了空间自主交会中最终逼近段轨道控制的故障诊断问题.采用C-W方程描述圆轨道上的目标航天器与追踪航天器的相对运动关系,首先针对C-W方程设计了基于开环模型的未知输入鲁棒故障观测器,然后针对空间自主交会的闭环控制问题,设计了基于线性矩阵不等式(LMI)的H∞控制器.在有干扰条件下,进行鲁棒控制和PD控制两种控制器的自主交会对比仿真,仿真结果表明设计的控制器可以完成自主交会任务,但故障诊断器在不同的控制器下诊断的效果并不一样,最后进行了总结并探讨了这一阶段新的研究方向. 相似文献
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卫星运行中的自主控制技术 总被引:17,自引:1,他引:17
阐述了卫星自主控制的必要性,分析了卫星自主控制的要求和特点。在此基础上,设计了分布式多Agent自主控制系统,介绍了主控单元Agent中智能规划与调度功能的实现方式;在自主控制系统中其他Agent采用分层控制,介绍了各部分的功能和实现方式。 相似文献
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介绍天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接技术和在轨飞行结果.介绍21世纪以来交会对接发展的两个趋势:自主和快速;给出天舟二号货运飞船全相位自主快速交会对接方案,以及主要技术特点;给出天舟二号货运飞船5~8 h飞控实施方案和推迟一天发射的飞控实施方案,以及在轨执行效果.天舟二号货运飞船入轨自主快速交会对接是世界上首次进行的全自主快速交会对接任务,为我国空间站工程后续任务奠定了坚实的技术基础. 相似文献
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基于星联网的深空自主导航方案设计 总被引:1,自引:1,他引:0
为了降低地面测控系统的负担、提高深空探测器的导航效率,提出了基于星联网的航天器自主导航概念,对星联网的应用体系进行了设计。借助脉冲星、星间链路等手段实现星联网系统中基准航天器完全自主的高精度导航,用户航天器通过与基准航天器或其他用户航天器的交互通信与测量就可以实现自身状态估计。以地月转移任务为例,设计了星联网系统在地月空间的具体应用方案,分析了地月空间基准航天器的配置与自主导航方法,阐述了用户航天器的单层与多层导航策略。对基于脉冲星与星间链路观测的基准航天器自主导航进行了仿真,验证了观测基准航天器或者其他用户航天器时,地月转移段航天器自主导航的可行性。结果表明:基准航天器可以达到20 m的定位精度,用户航天器可以达到优于30 m的定位精度。基于星联网的航天器自主导航是可行的,发展星联网可以为我国构建天基自主基准导航系统提供有力支持。 相似文献
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基于日地月信息的航天器全弧段自主容积卡尔曼滤波导航 总被引:1,自引:0,他引:1
高精度全弧段航天器自主导航是航天应用技术的发展方向,是实现航天器在轨任务执行的前提和基础。文章对仅利用日、地、月等天文信息进行航天器全弧段自主导航方法进行了研究。首先,以航天器轨道动力学方程和航天器与日地月之间的夹角信息及地心距作为自主导航系统的状态模型和观测模型,构建了非线性导航系统模型。其次,给出了全弧段自主导航算法,在日月可见弧段采用非线性容积卡尔曼滤波实现航天器自主导航,在星蚀时段利用航天器轨道动力学模型进行高精度轨道预报。最后,给出了数值仿真算例。结果表明,基于日地月天文信息的航天器全弧段自主导航精度保持在2km以内,能够满足其自主导航的要求。 相似文献
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对航天器天文导航这种模型非线性、噪声非高斯的系统,离散粒子滤波(UPF)具有比扩展卡尔曼滤波(EKF)、离散卡尔曼滤波(UKF)更高的精度。在基于UPF的航天器天文导航系统中,UPF滤波参数τ,Q和R以及粒子个数和重采样方法是影响系统导航精度的主要因素。文章通过计算机仿真系统研究了上述UPF滤波影响因素对航天器自主天文导航系统性能的影响,并对结果进行了分析。该文可为基于UPF的航天器自主天文导航系统的参数设置提供参考和依据。 相似文献
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航天器轨道机动过程中的自主导航方法 总被引:1,自引:0,他引:1
典型的航天器自主天文导航方法利用地球敏感器和星敏感器的观测信息,根据轨道动力学模型和测量信息,采用扩展卡尔曼滤波算法(EKF)估计航天器位置矢量。为了在航天器轨道机动过程中减小滤波器的估计误差,设计了用于航天器自主导航的自适应鲁棒扩展卡尔曼滤波(AREKF)算法。仿真结果表明,采用AREKF算法能够有效地减小推力不确定性的不利影响,在不增加导航敏感器的前提下改善系统的导航性能,取得优于传统EKF算法和自适应扩展卡尔曼滤波(AEKF)的估计精度。 相似文献