基于改进PEA的日地L2平动点编队飞行高精度位置保持

针对日地L2平动点相对运动拟线性变参数(QLPV)动力学模型,提出一种改进的多项式特征结构配置(PEA)方法实现日地L2平动点编队飞行高精度相对位置保持.建立日地L2平动点编队飞行相对运动QLPV动力学模型,将基于线性时不变系统(LTI)的PEA方法进行改进,设计参数/状态变化的控制方法来获取闭环系统设计传递函数,与期望传递函数进行类似于线性系统的条件匹配,获得含时变参数和状态的多项式控制器,确保系统在参数和状态变化时能保持控制系统性能不变.在进行多输入多输出(MIMO)系统的算法设计时,将系统期望传递函数设为解耦形式,实现飞行器三轴位置间的解耦控制,以确保系统的控制精度.考虑到拟线性变参数系统与传统线性系统的不同,对拟线性变参数闭环系统的稳定性进行分析.最后进行了相应的数学仿真验证算法的可行性和有效性.     

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。     

航天器椭圆轨道自主交会的鲁棒H_∞控制

提出了一种航天器椭圆轨道自主交会鲁棒控制律的设计方法。用LAWDEN方程描述椭圆轨道交会的动力学,并将方程中的时变参数单独归类建立空间交会的线性不确定性模型。然后基于线性矩阵不等式(LMI),在考虑外部扰动的情况下,采用H∞理论设计自主交会的鲁棒控制律。为了提高系统的瞬态性能,在LMI的基础上完成了控制器的二次D稳定性分析。本文设计的控制器采用线性定常增益,易于工程实现。仿真结果说明所设计的控制律能够实现椭圆轨道下航天器的自主交会。     

椭圆轨道欠驱动航天器编队重构轨迹优化

针对椭圆轨道航天器编队重构问题,提出一种适用于径向或迹向欠驱动工况的最优控制方法。首先,基于椭圆轨道航天器相对轨道动力学模型,分析了径向和迹向欠驱动条件下的系统能控性以及重构任务可行性。其次,将欠驱动编队重构最优控制问题表述为约束轨迹优化问题,并采用高斯伪谱法求解了最优控制轨迹。最后,引入全驱动控制器与欠驱动控制器进行控制性能对比,仿真结果表明,欠驱动控制器可完成与全驱动控制器相同的编队重构任务并保持一定的控制性能,进而避免由推力器故障引起的重构任务失效。     

轨道交会、悬停及绕飞控制的解析解方法

面向航天器交会对接、编队伴飞以及在轨操控等空间应用的需求,分别对近圆、椭圆轨道上航天器间的相对运动进行了分析与建模,在常值推力作用假设下进行了相对运动的解析求解。采用模型预测的方法获得航天器相对位置和相对速度的预期偏差。通过广义逆变换构造关于预期偏差的最小范数、最小二乘全状态反馈控制器。提出了一种普遍适用于近圆、椭圆轨道,可以实现轨道交会、相对悬停保持和循迹绕飞,对相对位置和相对速度进行同步控制的高精度、高稳定度相对制导律。仿真结果校验了方法的可行性和有效性。     

编队飞行自主控制的自适应方法

自主的高精度相对控制是实现卫星编队任务的关键技术,自主性要求控制器尽可能只利用星载设备所能提供的测量信息以减少星间通信量,高精度要求控制器连续的消除干扰力、期望轨迹推演以及参考星轨道控制与机动所造成的跟踪误差,为此,本文推导了描述星间相对运动的完整动力学模型以及对期望轨迹的跟踪误差模型,基于Lyapunov方法设计了自适应控制器,并证明了此控制器可以保证闭环系统的最终跟踪误差小于指定的界。本文给出的控制器仅需要星间的相对位置和相对速度测量,不需要主星的轨道参数、轨道位置和轨道机动信息,从而具有较高的自主性。仿真结果表明本文给出的控制器可以完成对期望轨迹的跟踪。     

保护映射理论在火星无人机鲁棒自适应控制的应用

针对具有模型不确定性特点的火星无人机控制问题,本文基于保护映射理论提出一种飞行控制的鲁棒自适应调参数方法,通过建立控制系统未知参数与闭环系统极点间的约束关系,在飞行高度和速度变化的情况下,利用对系统极点的配置,保证火星无人机的稳定飞行要求。此外,设计过程中控制器结构固定,只需给定一个初始增益,即可实现系统的鲁棒自适应调参。仿真研究表明获取的增益能使控制作用满足火星无人机在高度和速度变化情况下的稳定飞行要求。     

欠驱动航天器编队重构的切换神经网络控制

针对圆轨道欠驱动航天器编队重构问题,将传统的自适应神经网络控制器和自适应滑模控制器相结合,设计了一种切换神经网络控制器,用以跟踪由伪谱法求解得到的航天器编队重构的最优开环控制轨迹。自适应神经网络控制器在活跃区域内工作,利用径向基神经网络(RBFNNs)近似动力学系统中的不确定项,自适应滑模控制器在活跃区域外工作,利用自适应律来估计近似误差上界,并采用李雅普诺夫方法证明了闭环系统稳定性。数值仿真结果表明切换神经网络控制器可在欠驱动条件下实现编队重构,与线性滑模控制器相比,实现了控制器快速、高精度、强鲁棒等控制性能。     

基于J2项摄动的MMS任务编队优化设计

Magnetospheric MultiScale(MMS)任务利用椭圆轨道远地点附近的正四面体航天器编队,协同完成对地球磁层结构和动力学特性的测量和分析.采用基于轨道根数的相对运动模型,分析了主航天器轨道根数对J2项影响下四面体平均性能指标--质量因子均值和平均边长均值的影响规律,并由此提出一种编队轨道优化设计方案,将其应用于第1阶段MMS任务的四面体构形设计中.该方案的设计变量包括主航天器的6个轨道根数和3个从航天器的15个相对轨道根数(除相对半长轴外),目标函数既考虑到四面体编队的平均性能,又兼顾了3个从航天器相对运动的受摄影响.仿真算例显示,在不施加主动控制的条件下,利用该方案设计远地点附近平均性能保持最优的四面体编队是可行的.     

基于J2项摄动的MMS任务编队优化设计

Magnetospheric MultiScale（MMS）任务利用椭圆轨道远地点附近的正四面体航天器编队，协同完成对地球磁层结构和动力学特性的测量和分析。采用基于轨道根数的相对运动模型，分析了主航天器轨道根数对J2项影响下四面体平均性能指标——质量因子均值和平均边长均值的影响规律，并由此提出一种编队轨道优化设计方案，将其应用于第1阶段MMS任务的四面体构形设计中。该方案的设计变量包括主航天器的6个轨道根数和3个从航天器的15个相对轨道根数（除相对半长轴外），目标函数既考虑到四面体编队的平均性能，又兼顾了3个从航天器相对运动的受摄影响。仿真算例显示，在不施加主动控制的条件下，利用该方案设计远地点附近平均性能保持最优的四面体编队是可行的。     

Sun–Earth L2 point formation control using polynomial eigenstructure assignment

A nonlinear controller based on polynomial eigenstructure assignment (PEA) is presented for the control of Sun–Earth L₂ point formation flying. The relative motion dynamics is formulated as a nonlinear equation and rewritten as a Quasi-Linear Time-Varying (QLTV) model. Using a coprime factorization of the desired closed-loop transfer function, the PEA controller structure is calculated by representing the controller gains as polynomials. During the implementation of spacecraft formation flying, the PEA method is extended from Linear Time-Invariant (LTI) and Linear Parameter-Varying (LPV) models to a QLTV model to produce a closed-loop system with invariant performance over a wide range of conditions. To ensure system performance, the analytic stability analysis of the closed-loop system is developed and a position keeping controller for MIMO formation flying is designed using a decoupling method to achieve the desired performance. Finally, a simulation is carried out to validate the controller performance for the formation flying.     

Nonlinear relative position control of precise formation flying using polynomial eigenstructure assignment

A nonlinear relative position control algorithm is designed for spacecraft precise formation flying. Taking into account the effect of J₂ gravitational perturbations and atmospheric drag, the relative motion dynamic equation of the formation flying is developed in a quasi-linear parameter-varying (QLPV) form without approximation. Base on this QLPV model, polynomial eigenstructure assignment (PEA) is applied to design the controller. The resulting PEA controller is a function of system state and parameters, and produces a closed-loop system with invariant performance over a wide range of conditions. Numerical simulation results show that the performance can fulfill precise formation flying requirements.     

自由漂浮空间机器人末端轨迹优化跟踪控制

针对自由漂浮空间机器人(FFSR)末端轨迹跟踪优化控制中惯性参数不确定的问题,基于状态依赖Riccati方程（SDRE）,提出一种采用标称SDRE控制器与补偿SDRE控制器相结合的组合优化控制器,通过SDRE基本理论及李雅普诺夫方法证明了控制方法能够实现系统跟踪的能量优化和渐近稳定,实现了FFSR在广义雅克比矩阵非奇异条件下的末端轨迹优化跟踪控制。数值仿真表明,控制器能够实现对于期望末端轨迹的有效跟踪。     

吸气式高超声速飞行器纵向机动飞行的鲁棒线性变参数控制

针对一个吸气式高超声速飞行器模型,研究了其鲁棒变增益控制问题。为处理对建模误     

飞行器制导控制一体化编队控制器设计

针对主从式结构飞行器协同编队控制问题，以侧滑转弯飞行器为研究对象，采用制导控制一体化(Integrated guidance and control, IGC)方法设计编队控制器。首先在惯性坐标系中定义相对运动坐标系，建立相对运动模型，结合飞行器动力学模型，得到全状态制导控制一体化模型；然后采用反演方法，结合滑模变结构与神经网络自适应理论设计了编队控制器，并证明了控制系统稳定性；最后在高速情况下进行了六自由度数值仿真，对比了IGC设计方法与分离设计方法的控制性能。仿真结果表明所设计的IGC控制器能够快速精确地对期望编队队形进行构建与保持，并且较分离设计方法具有优越性。     

高超声速飞行器的LPV变增益状态反馈H∞控制

针对高超声速飞行器模型高度非线性、强耦合的特点,提出了一种多胞形线性变参数系统（Linear Parameter Varying, LPV）变增益状态反馈H∞控制器的设计方法。首先在感兴趣的变参数轨迹上选取若干个平衡点进行雅克比线性化并拟合得到LPV模型,将其离散化后存储于一张量中,然后利用高阶奇异值分解（Higher Order Singular Value Decomposition, HOSVD）,舍去较小和等于0的奇异值及对应的特征向量对其进行降秩重构处理,得到了有限个LTI多胞顶点系统。在对各顶点进行状态反馈控制器设计时,为降低保守性,通过引入松弛变量,将Lyapunov函数矩阵与系统矩阵解耦,从而可以在不同的点使用不同的Lyapunov函数矩阵,以此得到依赖变参数进行增益在线调节的控制器。最后的仿真结果表明了所设计的控制器能够使系统较快地跟踪指令信号,并具有一定的鲁棒性能。     

应用变速控制力矩陀螺的卫星姿态机动的非线性控制

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。     

磁悬浮飞轮转子系统的快速Terminal滑模控制

针对磁悬浮飞轮(MSFW)高精度控制的要求,提出了磁悬浮飞轮转子的快速Terminal滑模控制(FTSMC)以实现其鲁棒控制。建立了MSFW动力学方程,对MSFW受控自由度引入交叉反馈设计实现了各自由度解耦,分析并选取了三阶非线性微分跟踪器得到所需的微分信号,设计了快速Terminal滑模控制器,并利用Lyapunov函数证明了该控制系统的稳定性。仿真结果表明,与采用普通滑模控制相比,该控制系统具有状态响应快、系统状态在设定时间内迅速收敛以及抖振小等特点。     

临近空间拦截弹的非奇异终端滑模控制

针对临近空间直接力/气动力复合控制拦截弹的抗干扰控制问题,提出了一种基于有限时间干扰观测器(FTDO)的非奇异终端滑模(NTSM)复合跟踪控制策略。首先,设计FTDO估计系统的不匹配干扰;在此基础上,设计基于FTDO的NTSM复合控制律,获取期望的控制力矩。接着,考虑到作为执行机构的气动舵和反作用喷气装置存在冗余性,进一步提出了一种动态控制分配算法实现期望控制指令到执行机构的分配,获得良好的控制分配精度和较小的执行机构能耗。最后,仿真结果验证了所设计复合控制系统的有效性。