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利用飞轮的航天器姿态跟踪与能量存储 总被引:4,自引:0,他引:4
研究航天器集成能量与姿态控制系统中飞轮的控制律。系统中飞轮是姿态控制的执行机构,同时也是储能装置。首先利用Lyapunov方法设计了航天器姿态跟踪的反馈控制律,然后研究一种力矩形式的飞轮控制律。利用奇异值分解方法把飞轮组的控制力矩向量分解为3部分相互正交的力矩向量,一部分用来提供姿态控制力矩,一部分用来以给定的功率储能,另一部分完成轮速平衡以避免由于各飞轮轮速差异过大引起的飞轮饱和。提出了一种基于动能反馈的储能功率规划方案来保证系统的能量平衡,可以避免由于过剩能量引起的飞轮饱和。数值仿真结果验证了控制方案的有效性。 相似文献
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利用能量/动量飞轮的偏置动量姿态控制系统 总被引:3,自引:0,他引:3
研究偏置动量姿态控制系统中的集成能量与姿态控制问题。利用一对正 反转飞轮提供偏置角动量并同时储 /放能以满足星载设备的能源需求。滚动 /偏航运动由俯仰轴磁矩控制。设计了力矩形式的飞轮的控制律 ,使之提供期望的俯仰控制力矩 ,并以给定的功率储 /放能。保持两只飞轮正 反转可以完全避免飞轮控制律中的系统奇异。提出了利用动能反馈的飞轮储能功率规划方案 ,以使系统维持能量平衡 ,避免由于能量过剩引起的飞轮饱和。飞轮的最小转动惯量受最大偏置角动量和最小能量的限制 ,结合几何方法对这种限制条件进行了分析。数值仿真结果证明了控制方案的有效性。 相似文献
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对无人机机动飞行轨迹跟踪系统的内环姿态控制律和外环轨迹跟踪控制律两部分分别进行了设计。利用非线性动态逆方法设计了内环姿态控制律。外环轨迹跟踪控制律采用逆动力学前馈加模糊反馈的控制结构,提高系统对飞行条件及期望轨迹剧烈变化时的跟踪精度。仿真结果表明,所设计的系统能够控制无人机精确跟踪指定的机动轨迹,且相对于固定增益系统具有更好的鲁棒性。 相似文献
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四元数在伴随卫星姿态控制中的应用 总被引:2,自引:1,他引:1
针对传统的欧拉角方法不适用于航天器大幅度姿态机动运动的数值仿真。研究了用四元 空间站伴随卫星的姿态控制问题。介绍了空间站伴随卫星的概念及任务;根据航天器动力学方程,利用李雅普诺夫直接法推导出用四元数表示的空间站伴随卫星姿态控制律,并对该控制律进行了仿真计算,仿真结果表明,所推导的控制律能对空间站伴随卫星进行准确、快速的姿态控制。 相似文献
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袁涛 《海军航空工程学院学报》2009,24(5):543-546
采用基于模型逆的显模型跟踪控制方法,借鉴ADS-33要求设计了舰载无人直升机俯仰姿态控制律,并进行了仿真验证,较好地解决了舰载无人直升机姿态控制的难题。 相似文献
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基于闭环准则的LQG/LTR飞行控制律优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对LQG/LTR飞行控制律设计中加权矩阵的选取问题,提出了一种基于闭环准则的LQG/LTR飞行控制律优化设计方法。以俯仰姿态控制律优化设计为例,首先基于闭环准则选取了满足一级飞行品质要求的参考模型,并基于该参考模型使用粒子群优化算法优化得到了两个加权矩阵,从而得到了卡尔曼滤波器和相应的目标反馈回路。进而借鉴飞机等效系统拟配的方法,优化得到了另两个加权矩阵,从而得到了LQG最优控制器,完成了回路传递恢复的优化设计。仿真结果表明,通过该方法能够快速自动地选取合适的加权矩阵,使得优化设计的LQG/LTR飞行控制律较好地满足了俯仰姿态控制的要求。 相似文献
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Kenny B.H. Jansen R. Kascak P. Dever T. Santiago W. 《IEEE transactions on aerospace and electronic systems》2005,41(4):1431-1449
Energy storage and attitude control are two distinct subsystems of the typical satellite. Energy storage is provided using batteries and active attitude control is accomplished with control moment gyroscopes or reaction wheels. A system mass savings can be achieved if these two subsystems are combined using multiple flywheels for simultaneous kinetic energy storage and momentum transfer. This paper develops, simulates, and experimentally demonstrates the control algorithms to accomplish integrated power and single-axis attitude control using two flywheels. 相似文献
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敏捷卫星的联合执行机构控制策略 总被引:1,自引:0,他引:1
针对对地观测敏捷卫星大角度快速机动、高控制精度的任务需求,提出了联合推力器与飞轮作为执行机构的控制策略。该控制策略综合利用2种执行机构的优点:推力器以前馈的形式提供机动过程中所需的主要力矩以实现航天器大角度的快速机动,而飞轮以反馈的形式提供精准的控制力矩以提高机动过程中的姿态控制精度。为补偿由于初始状态偏差和推力器输出力矩不准确所带来的控制误差,采用变结构控制设计了2种姿态跟踪控制器,使航天器能够渐进地跟踪上参考轨迹。并对姿态机动控制过程中,飞轮力矩及转速可能出现的饱和问题作了相应的修正。仿真结果表明了所提控制策略及所设计控制算法的可行性和有效性。 相似文献
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A novel two-stage extended Kalman filter algorithm for reaction flywheels fault estimation 总被引:2,自引:0,他引:2
《中国航空学报》2016,(2):462-469
This paper investigates the problem of two-stage extended Kalman filter(TSEKF)-based fault estimation for reaction flywheels in satellite attitude control systems(ACSs). Firstly, based on the separate-bias principle, a satellite ACSs with actuator fault is transformed into an augmented nonlinear discrete stochastic model; then, a novel TSEKF is suggested such that it can simultaneously estimate satellite attitude information and actuator faults no matter they are additive or multiplicative; finally, the proposed approach is respectively applied to estimating bias faults and loss of effectiveness for reaction flywheels in satellite ACSs, and simulation results demonstrate the effectiveness of the proposed fault estimation approach. 相似文献
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研究了非零初始整星角动量下两飞轮驱动航天器姿态机动控制问题,针对在两飞轮旋转轴平面外某一视线轴的指向控制,给出了目标姿态生成算法和一种抗输入饱和的视线轴指向滑模控制算法。首先,通过对两飞轮驱动航天器静止时的可行姿态进行分析,给出了视线轴指向目标方向的必要条件。然后,基于该条件得到了使视线轴与目标方向偏差最小的目标姿态。最后,对状态方程进行降维和线性化处理,设计了一种抗输入饱和的视线轴指向滑模控制算法。仿真结果展示了本文算法的可行性和有效性。 相似文献
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为了满足衍射成像系统在解决低轨遥感航天器覆盖范围小、目标重访周期长等问题的同时,而引入的航天器相对位置、姿态控制需求。针对共位衍射航天器相对位置、姿态控制过程中传统推力器带来的羽流污染问题,本文采用电磁推力器和飞轮作为执行器,设计一种基于快速非奇异滑模的轨道控制器和基于PID的姿态控制器。所设计的快速非奇异滑模轨道控制器为共位衍射航天器频繁位置调整提供控制保障,基于PID的姿态控制器能够消除由电磁力耦合产生的电磁干扰力矩。研究结果表明:基于相对轨道动力学方程设计的快速非奇异滑模控制律鲁棒性好、收敛速度快,能够达到两颗共位衍射电磁航天器沿z轴保持在10m相对距离的控制效果。在轨道调整过程中,其姿态能够通过PID算法稳定控制到期望姿态,使衍射成像结构一直保持不变,从而有效完成衍射成像任务。 相似文献
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Attitude Control Considering Variable Input Saturation Limit for a Spacecraft Equipped with Flywheels 总被引:2,自引:2,他引:0
A new attitude controller is proposed for spacecraft whose actuator has variable input saturation limit. There are three identical flywheels orthogonally mounted on board. Each rotor is driven by a brushless DC motor (BLDCM). Models of spacecraft attitude dynamics and flywheel rotor driving motor electromechanics are discussed in detail. The controller design is similar to saturation limit linear assignment. An auxiliary parameter and a boundary coefficient are imported into the controller to guarantee system stability and improve control performance. A time-varying and state-dependent flywheel output torque saturation limit model is established. Stability of the closed-loop control system and asymptotic convergence of system states are proved via Lyapunov methods and LaSalle invariance principle. Boundedness of the auxiliary parameter ensures that the control objective can be achieved, while the boundary parameter’s value makes a balance between system control performance and flywheel utilization efficiency. Compared with existing controllers, the newly developed controller with variable torque saturation limit can bring smoother control and faster system response. Numerical simulations validate the effectiveness of the controller. 相似文献
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The dynamics of a zero-momentum three-axis attitude controlled satellite is used to formulate an optimal control problem, which is then solved for the special case where the flywheels operate in a nonsaturating mode. The results then serve as guidelines in the design of simple open-loop and feedback controllers. 相似文献
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主要研究了直升机内回路的姿态控制技术, 将专家知识和训练数据相结合产生直升机的内回路模糊姿态控制器。由于模糊控制所固有的特点, 以及直升机的飞行状态多变, 模糊姿态控制器无法对直升机进行精确控制, 提出了利用另一个在线自适应模糊系统来补偿控制误差的方法。自适应模糊控制器的自适应学习算法通过李亚普诺夫稳定性分析得到, 从而也保证了整个系统的稳定性。仿真算例证明了本方法的有效性。关键词: 直升机; 姿态控制; 模糊控制; 自适应控制; 仿真 相似文献