航天器自主交会对接的视觉相对导航方法

针对航天器自主交会对接在最终逼近阶段的相对导航问题,研究了基于特征光标的航天器视觉相对导航方法。首先建立了小角度假设条件下的相对导航模型。给出了航天器相对位置和采用欧拉角描述的相对姿态的近似解析算法。其次利用相对姿态的解析解作为观测信息,采用降阶的无迹卡尔曼滤波方法对目标航天器的姿态角和惯性角速度进行了估计,间接得到了相对姿态和相对姿态角速度的估计值。数值仿真表明提出的解析算法能够有效获得相对位置和相对姿态测量信息,通过降阶滤波可明显提高相对姿态确定精度。     

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.     

转动惯量未知的非合作目标角速度估计方法研究

针对转动惯量未知的非合作目标的姿态角速度估计问题,将解算得到的非合作目标的惯性姿态作为测量信息,估计姿态角速度和姿态动力学参数（即转动惯量比）．首先,应用非线性控制系统的几何理论对待估计的状态扩展系统进行能观性分析．然后,利用UKF设计相应的滤波估计算法．仿真结果表明,本文所设计的方法能够精确估计出非合作目标的姿态角速度与转动惯量比．     

基于单目视觉的非合作航天器相对位置和姿态测量算法

对非合作航天器的相对位置和姿态测量问题进行了研究,提出了一种新的单目视觉测量算法——相似迭代算法．该算法根据相似三角形原理推导出一种新的深度迭代机制,通过深度估计和绝对方位问题求解两个步骤对相对位置和姿态参数进行迭代计算．数值仿真结果表明了该算法的有效性．     

基于双目视觉的非合作目标自主姿态估计方法

针对在轨服务任务对于空间非合作目标的自主相对导航需求,提出了一种基于双目视觉的自主姿态估计方法。该方法以Markley变量描述目标的姿态运动,并利用双目相机对目标表面的特征点进行观测,利用特征点的运动规律与目标姿态运动的相关性,并通过容积卡尔曼滤波算法实现了对非合作目标角速度与自旋轴方向的估计。数学仿真验证了所给出的姿态估计方法,并分析了估计精度的影响因素。     

一种无角速度信息的挠性航天器姿态控制方法

研究了一种无角速度信息挠性航天器的姿态稳定控制方法。针对挠性航天器陀螺故障或无陀螺配置中无角速度测量信息情形下的姿态控制问题,基于姿态四元数设计了姿态定点调节的无速率控制器,利用Lyapunov方法和LaSalle不变原理证明了闭环系统的全局渐近稳定性,并对控制方案进行了改进。仿真验证了控制律的有效性。     

基于视觉技术的非合作航天器相对位姿测量方法

提出一种基于特征信息融合的非合作目标相对位姿测量方法,该方法以航天器自有的特征信息作为识别目标,采用椭圆轮廓和特征角点相结合的方法对非合作目标特征进行识别,解决了位姿测量中无合作标志器提供理想特征信息的问题。针对典型的卫星目标模型,进行了非合作目标相对位置姿态测量方法的验证试验,实验结果表明:该方法可以成功识别目标物体并对目标物体进行准确定位。     

充液航天器大角度机动自适应无源控制

研究了基于自适应无源控制的三轴稳定充液航天器大角度姿态机动问题.将液体晃动等效为黏性球摆模型，利用动量矩守恒定理推导出充液航天器耦合动力学方程.针对陀螺故障及无陀螺配置导致航天器姿态无角速度测量的情况，同时考虑存在外部未知干扰、转动惯量不确定性以及液体晃动位移不可测量的特性，设计自适应输出反馈无源控制，其中自适应更新律用于补偿外部未知干扰和估计液体晃动的位移变量.利用Lyapunov方法和LaSalle不变引理，证明该控制律不但可以保证闭环系统渐进稳定，而且可以保证二个期望平衡位置均达到稳定.仿真结果验证了本文控制方法的有效性.      

基于先验子图检测的失效航天器SLAM方法

基于激光雷达的航天器位姿估计技术是当前在轨服务研究热点。针对失效航天器位姿估计,将通用的图优化SLAM技术应用到空间非合作目标的研究中。为解决SLAM算法在动态场景中产生累积误差问题,利用失效航天器自身运动特点,提出一种基于先验子图检测改进的SLAM算法。在该算法中,通过激光雷达和惯性测量单元分别采集失效航天器及周围环境的点云数据、服务航天器的运动信息,构建出服务场景下航天器的相对位姿图;再采用先验子图检测方法建立不连续的位姿节点间的约束关系;最后用约束信息对位姿图进行优化。仿真结果表明,相较于通用的SLAM算法的位姿估计,该方法减小了累积误差,提高了相对位姿估计精度,可以为后期的导航、控制等在轨任务提供信息。     

Investigations of an integrated angular velocity measurement and attitude control system for spacecraft using magnetically suspended double-gimbal CMGs

This paper presents an integrated angular velocity measurement and attitude control system of spacecraft using magnetically suspended double-gimbal control moment gyros (MSDGCMGs). The high speed rotor of MSDGCMG is alleviated by a five-degree-of-freedom permanent magnet biased AMB control system. With this special rotor supported manner, the MSDGCMG has the function of attitude rate sensing as well as attitude control. This characteristic provides a new approach to a compact light-weight spacecraft design, which can combine these two functions into a single device. This paper discusses the principles and implementations of AMB-based angular velocity measurement. Spacecraft dynamics with DGMSCMG actuators, including the dynamics of magnetically suspended high-speed rotor, the dynamics of inner gimbal and outer gimbal, as well as the determination method of spacecraft angular velocity are modeled, respectively. The effectiveness of the proposed integrated system is also validated numerically and experimentally.     

一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法

全球定位系统（GPS）测姿技术主要是利用GPS载波相位和信号功率2种方法，但是测量信息单一且独立，针对旋转载体的测姿问题，提出一种基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法，通过融合GPS接收机天线信号功率和多普勒频率信息测量载体滚转角和滚转角速度。利用当前统计模型对滚转角和滚转角速度测量进行系统建模，根据滚转角预测估计值选取量测量，并提出自适应滤波，采用滚转角加速度估计自适应滤波算法，实现了对系统噪声方差阵的自适应调整，避免了滚转角加速度最值的选取问题，降低了噪声的影响。通过仿真验证了基于自适应滤波的GPS滚转角估计方法的可行性，结果表明该方法的测量精度高于无迹卡尔曼滤波（UKF）。      

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。     

带有两个飞轮的欠驱动航天器姿态稳定控制研究

在系统总角动量不为零的前提下,仅带两个飞轮的航天器无法实现本体系相对于惯性系三轴姿态角为零的稳定控制,而已实现的角速度稳定控制和自旋稳定控制也无法满足姿态控制任务的多样化需求。于是在系统总角动量不为零时,首次提出存在最大程度姿态稳定形式为航天器本体三轴角速度稳定,同时固连于航天器的某一特定视线轴指向任意给定惯性方向。利用一种新的姿态描述形式推导出了角速度为零时航天器的目标姿态,然后基于线性化后的系统设计了线性二次型最优控制器。数值仿真表明利用此控制器能实现所提出的姿态稳定形式,这对于无须实现本体系相对惯性系三轴姿态角为零,而只需对固连于本体的天线或相机进行惯性空间定向控制的航天器将完全满足其姿态控制要求,同时也能提高欠驱动航天器的可靠性。     

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.      

月球软着陆的高精度自主导航与控制方法研究

提出了一种月球软着陆的高精度自主导航和控制方法.根据测距波束视线相对月面的几何关系,确定本体系的月心方向,组合利用测速仪获取的本体系三维速度确定本体系相对轨道系的姿态、速度及高度,并根据确定的参数性质选取适应的制导和控制方法.算法基于直接测量数据确定和控制姿态、高度和速度,不受惯性导航误差的影响,可以有效地提高姿态、速度与高度的确定精度和控制精度.数学仿真表明了算法的有效性.