基于GPS测量的编队飞行的主星轨道对星间基线确定的影响

针对编队飞行系统中的高精度星间基线确定问题,对编队主星轨道状态与星间基线进行了关联建模.基于GPS测量的相对导航模型解和测量基线与工作基线之间的坐标转换,建立了相应模型并分别给出了误差传播关系,讨论了主星状态对星间基线确定的影响.该影响的规律和大小与多方面因素有关,其中小卫星编队与GPS星座之间的观测几何特别是编队宽度是主导因素,在宽编队情形下,为得到高精度星间基线,对于主星轨道状态的精度要求较高.     

与非合作目标编队的相对姿态控制

针对非合作目标卫星编队飞行过程中,根据任务需要受控卫星保持指目标卫星。为了跟踪目标姿态,提出了一种相对姿态控制方法。该算法只需测量目标的相对位置,通过计算得到目标姿态。然后设计了相对角速度观测器,得到相对角速度,通过跟踪控制器实现无误差姿态跟踪。完整相对姿态控制任务包括姿态机动和姿态跟踪两部分,因此设计了混合控制器实现被控星的姿态机动和对目标姿态的动态跟踪。数值仿真结果表明该方法可以实现对运动目标的无差快速跟踪。     

一种天文导航信息导引的星间链路自主定轨算法

针对星间链路自主定轨算法稳定性差,故障无法自主恢复等缺点,提出了一种天文导航信息导引算法,以提升星间链路自主定轨算法的稳定运行能力。算法利用天文导航极高的稳定性与完全自主性,确定星间链路建链指向,以保证星间稳定建链。并且,算法在天文导航中加入强跟踪滤波环节,使在轨道信息出现偏差以致星间链路中断时,具备快速的自主轨道确定及建链恢复能力。经仿真测试表明,卫星平稳运行时,利用本文算法,星间链路仰角及方位角指向误差均小于0.1°。而在轨道机动产生链路中断后,算法可使卫星快速恢复链路建链。仿真测试验证了天文导航信息导引算法的有效性。     

考虑单框架控制力矩陀螺性能约束的小卫星姿态星载控制

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为姿态机动控制执行机构的小卫星,在姿态机动过程中SGCMG容易陷入奇异的问题,设计了一种姿态轨迹无奇异的快速规划和跟踪控制结合的姿态闭环控制方法。将平坦微分理论应用于姿态轨迹规划,设计了一种SGCMG无奇异的姿态轨迹快速规划方法,该方法综合考虑了实际姿态机动过程中存在的轨道角速度、重力梯度力矩等环境因素的影响。建立了基于误差修正罗德里格斯参数(MRP)的姿态动力学模型,并设计了基于MRP的滑模姿态跟踪控制器。仿真分析表明:该方法能在0.8 s内快速规划出一条关于能量指标的次优平滑路径,且在该姿态路径下,SGCMG不会出现奇异饱和失效现象;姿态跟踪控制器在机动稳定状态的跟踪误差在2×10~(-4)以内。     

一种立方星编队重构多脉冲机动规划方法

针对立方星轨道机动能力约束,提出一种基于相对轨道根数动力学模型的多脉冲机动规划算法。对于相对轨道面内各分量之间的控制耦合问题,基于“先控制相对形状、后修正迹向距离”的策略,提出了满足速度增量约束的多脉冲机动规划算法;分析了近地轨道 J 2 摄动和大气阻力摄动对相对轨道的影响,并基于线性化的状态转移模型提出了迭代优化策略,以降低立方星在摄动影响下的轨道机动误差。仿真结果表明,所提出的多脉冲机动规划算法在不同任务条件下均可获得有效的机动规划,迭代优化策略可有效地提高终点位置的精度,在基于高精度轨道递推搭建的任务仿真中也验证了算法的有效性,可用于立方星编队构建和重构任务。     

接近和跟踪非合作机动目标的非线性最优控制

航天器在实施对空间非合作目标的近程操作任务中,需要接近目标并保持在目标附近的特定方位,对目标指定部位随动跟踪和观测。针对非合作机动目标的接近和视线跟踪的六自由度控制问题,根据视线坐标系下的相对轨道方程和体坐标系下的相对误差四元数姿态方程,建立了航天器间近距离相对运动的轨道和姿态联合控制模型。考虑模型的非线性、时变性和计算的快速性,采用θ-D控制方法进行接近和视线跟踪的轨道和姿态联合控制。为了减小跟踪同时存在轨道和姿态机动的非合作目标的控制误差,应用Lyapunov最小-最大定理设计了θ-D修正控制器,改善非合作目标同时进行姿态和轨道机动时的控制性能。仿真验证了模型的正确性和控制器良好的跟踪性能。     

基于无速度测量的无拖曳卫星自适应控制方法

为了实现无拖曳（Drag Free）卫星中卫星本体对内部质量块的高精度跟踪,首先推导了近地环境下卫星与质量块的相对运动动力学方程,并分析了影响二者相对运动的主要干扰源。针对位移模式单质量块Drag Free卫星只能获取质量块与卫星相对位置测量,设计了自适应控制器,适用于卫星质量和空间干扰为定常或慢变未知量的情况,且在卫星质量和外部干扰为未知常值的假设下,控制器能够保证卫星对质量块跟踪误差的全局渐近收敛。最后给出了仿真场景以说明本文方法的有效性。     

时变干扰下欠驱动AUV水平面轨迹跟踪的反步滑模控制

针对水下自主航天器AUV水平面的轨迹跟踪问题,建立时变外界干扰条件下的运动学模型以及动力学模型,将地面误差变量转换为艇体坐标变量,并推导得出其误差方程。基于Lyapunov稳定性理论研究反步滑模控制的相关算法,设计出时变干扰下的欠驱动AUV水平面轨迹跟踪控制器,最后分析了闭环控制系统中误差信号受到扰动时跟踪误差的敛散性。利用MATLAB/Simulink软件进行仿真实验,得出时变干扰作用下AUV对期望轨迹的跟踪情况,经实验验证本文设计的反步滑模控制器能有效地跟踪复杂轨迹,具有较强的稳定性和鲁棒性。     

基于星间测距增强的卫星编队GPS相对导航研究

针对单纯差分GPS系统在精度、连续性、实时性方面存在的问题,提出了一种星间测距增强差分GPS的卫星编队组合相对导航方案。该组合相对导航系统由编队卫星中分别安装的GPS接收机、星间RF测量传感器,以及主星中运行的导航处理器组成,其中星间RF测量传感器集成了窄带通信功能,可在进行星间距离测量的同时同步进行GPS数据的互传。采用扩展Kalman滤波算法,结合简化动力学模型和GPS以及RF测量数据实现卫星编队的相对位置与速度的高精度实时递推解算。用模拟器采集数据进行了仿真验证,结果表明:在星间测距数据辅助下,星间基线长度在星间测距工作的30km范围内时,实时相对导航精度优于1mm;系统在GPS信号中断时仍可连续输出满足精度要求的相对位置、速度数据;系统初始化时间由单纯差分GPS相对导航系统的几十个历元降低到单点。     

相对位置和相对姿态耦合的编队控制

考虑卫星编队中从主星的相对位置与相对姿态耦合,对采用输出反馈跟踪控制进行了研究.根据双星编队的控制结构,以及在从星体坐标系中建立的统一形式的相对位置与相对姿态耦舍的误差模型,在无速度与无角速度测量条件下,设计了改进的速度(角速度)滤波器,并给出了输出反馈跟踪控制器模型.仿真结果表明:该法可实现相对位置与相对姿态耦合时卫星编队的输出反馈跟踪控制.     

柔性航天器预设性能及时间自抗扰姿轨跟踪控制

针对柔性航天器的姿轨机动及跟踪控制问题,首先基于模块化的多体动力学建模方法在SE(3)框架下建立柔性航天器的姿-轨-结构一体化动力学模型,其中航天器的位置、姿态使用李群SE(3)上的指数坐标来描述,然后进一步推导其相对动力学模型。在此基础上提出一种基于预定义性能及时间的积分滑模跟踪控制方法,通过引入预定义时间扰动观测器估计柔性附件弹性振动及空间环境的扰动,并在控制律中加入扰动估计结果的前馈补偿项,通过Lyapunov理论证明了系统的闭环稳定性和跟踪误差收敛性。该算法通过对状态误差的实时监测来调整执行器的输出,使控制器在系统存在柔性振动及空间环境干扰的情况下仍可实现高精度的姿轨跟踪。将其应用至柔性航天器姿轨跟踪系统中,仿真结果表明了该控制方案的有效性和实用性。     

对无控旋转目标逼近的自适应滑模控制

对追踪器逼近无控旋转目标器的轨迹和姿态六自由度控制问题进行了研究.基于适用于任意偏心率的航天器相对运动轨道和姿态动力学模型,对追踪器逼近无控旋转目标的参考轨迹和参考姿态进行了分析与设计,推导了一种用于六自由度逼近控制的自适应滑模控制器.通过仿真分析,证明了所设计的逼近参考轨迹和参考姿态的合理性,同时验证了自适应滑模控制器的有效性.     

平面型两关节空间机器人的自适应轨迹控制

基于参数线性分离方法，得到了平面型两关节空间机器人线性参数化形式的动力学模型，这种模型非常适合于采用自适应控制方法。控制策略考虑了机器人各关节之间的耦合及机械臂与基座航天器之间的耦合，对航天器姿态的控制和机械臂的控制进行综合，在满足手端跟踪期望轨迹的同时，保证航天器姿态基本不变。控制器由一个PD反馈项和一个补偿动力学不确定性的非线性自适应反馈项构成，能够保证对期望关节轨迹的全局渐进跟踪，提高了空间机器人操作的适应性和安全性。     

无阻力双星串行编队相对位置有限时间控制

研究无阻力卫星构成的双星串行编队相对位置的有限时间控制问题。首先,选取两颗卫星位置连线中点为参考坐标系原点,考虑J2摄动项,建立了双星相对位置的动力学模型。与传统的主从式卫星编队模型中假设主星为理想运动不同,本文的建模方法同时考虑了两颗卫星受到扰动的情况。而后,为使无阻力卫星编队相对位置快速达到期望状态,采用自适应参数更新律和加幂积分技术设计控制律,实现了闭环系统的实际有限时间稳定。最后,通过数值仿真校验了本文控制器的有效性和鲁棒性。     

导弹协同攻击编队自适应滑模控制器设计

Aimed at the need of formation control of missile cooperative engagement, the adaptive sliding mode control theory is introduced to solve the controller design problem of formation based on the leader follower approach. Feedback precise linearization based on differential geometry theory is used to linearize the nonlinear motion model of missile and system model with follower track errors is formulated. In traditional leader follower approach, if the leader moves too fast due to the control saturated, the followers will not be able to track the desired position to keep formation. In order to overcome the disadvantage, an idea of speed control for the leader is introduced to guarantee formation keeping. Finally, an adaptive sliding mode controller is designed to overcome the problem of control input constraints. Theoretical analysis demonstrates that tracking error asymptotically converges to zero. Simulation results show that the leader is able to follow the desired path and the controller can help every missile configure desired formation. The simulation results verify stability and robustness of the formation controllers.     

基于T-H方程的卫星轨迹模型参考输出跟踪控制方法

当目标卫星沿椭圆轨道运行时,描述追踪星与目标星相对运动的线性化方程为T-H方程。将描述航天器相对运动的T-H方程变换为周期系统的状态空间形式,并给出卫星轨迹跟踪控制问题的数学描述。基于周期系统的参量Lyapunov方法和模型参考跟踪控制理论,提出了卫星轨迹跟踪控制器的设计方法。利用该方法设计了带有收敛速率保障的反馈镇定控制器和具有自由参数的前馈控制器。对追踪星相对目标星悬停任务进行了数值仿真,仿真结果表明提出的控制方案是有效的。     

6-DOF robust adaptive terminal sliding mode control for spacecraft formation flying

This paper addresses the tracking control problem of the leader–follower spacecraft formation, by which we mean that the relative motion between the leader and the follower is required to track a desired time-varying trajectory given in advance. Using dual number, the six-degree-of-freedom motion of the follower spacecraft relative to the leader spacecraft is modeled, where the coupling effect between the translational motion and the rotational one is accounted. A robust adaptive terminal sliding mode control law, including the adaptive algorithms, is proposed to ensure the finite time convergence of the relative motion tracking errors despite the presence of model uncertainties and external disturbances, based on which a modified controller is furthermore developed to solve the dual-equilibrium problem caused by dual quaternion representation. In addition, to alleviate the chattering, hyperbolic tangent function is adopted to substitute for the sign function. And by theoretical analysis, it is proved that the tracking error in such case will converge to a neighborhood of the origin in finite time. Finally, numerical simulations are performed to demonstrate the validity of the proposed approaches.     

一种挠性航天器的对偶四元数姿轨耦合控制方法

为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。