液体多模态晃动充液航天器姿态机动复合控制

主要研究多模态液体晃动时充液航天器大角度姿态机动动力学与控制问题。采用液体晃动弹簧质量等效力学模型将液体燃料前两阶液体晃动模态纳入到充液航天器耦合动力学模型中;根据动量矩守恒定律推导出充液航天器耦合系统动力学方程。针对充液航天器大角度姿态机动同时抑制燃料晃动的问题,采用自适应动态输出反馈的姿态控制方法并结合基于前馈控制的多模态ZVD输入成型器设计复合控制器。通过数值模拟给出了液体晃动响应及航天器姿态机动的时间历程图,数值仿真结果表明了本文所给出复合控制方法的有效性。     

空间飞行器开关姿态系统的变结构模型跟随控制

本文设计了某空间飞行器开关姿态控制系统的变结构模型参考控制器,该控制器结构简单并且使系统具有较强的鲁棒性,采用继电控制后系统具有良好的快速性及对常值干扰稳态误差为零。     

Impulsive control for angular momentum management of tumbling spacecraft

We discuss an angular momentum control of a tumbling spacecraft. The proposed control method is to apply an impulse by a space robot arm, to measure and control the relative position and attitude between the target spacecraft, and then to apply another impulse until the rotational motion of the target spacecraft is well damped. A discrete controller is designed using the simplified equations of rotational motion through appropriate coordinate transformation. The stationary response under contact model uncertainty is investigated and stability condition is analytically derived. Numerical simulations are given to validate the proposed approach.     

航天器新型非奇异饱和终端滑模姿态控制

针对刚体航天器姿态机动过程中存在的控制饱和与外部干扰问题,提出一类基于新型非奇异饱和终端滑模面的有限时间控制器设计方法。该控制方案不仅保证姿态机动过程的快速性,而且避免了传统的终端滑模面所带来的奇异性问题。此外,本文建议的控制器不仅显式考虑执行器输出力矩的饱和幅值要求,使航天器在饱和幅值的约束下完成姿态控制任务,而且控制器的设计对外部干扰的上界没有任何要求,也无需作任何小角度的假设。进一步的稳定性分析表明,通过引入新型非奇异饱和终端滑模,该控制器使得闭环系统能够快速收敛到滑模面的微小邻域内,继而收敛到平衡点的微小邻域内,并且系统对外部干扰具有较强的鲁棒性。数值仿真校验了该控制器在姿态机动过程中的性能。     

欠驱动航天器姿态稳定的分层滑模控制器设计

利用分层滑模控制方法,为带两个控制执行机构的欠驱动刚体航天器的姿态控制系统设计了一种三轴稳定控制器。首先,给出了基于两个推力器的欠驱动航天器的姿态动力学和运动学模型,分析了其模型特点。其次,将子系统的变量进行组合定义成第一层滑模面,利用Filippov等效定理求出等效控制律。然后依次构造出第二层滑模面及第三层滑模面,根据滑模控制原理求出切换控制律,进而得到总的控制量。利用Lyapunov稳定性理论和Barbalat引理及推论证明了各层滑模面的全局渐近稳定性。仿真实验验证了该控制方法的有效性。     

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。     

具有跳变控制输入的航天器反追踪控制方法

针对航天器沿着其固定的椭圆弹道飞行而容易被追踪和拦截的问题,提出了一种基于跳变控制输入的航天器反追踪模型参考跟踪控制器的设计方法。结合随机稳定和模型参考跟踪的定义,给出了航天器反追踪模型参考跟踪控制问题的数学描述。基于跳变系统的随机稳定性理论和模型参考跟踪控制方法,设计了具有随机稳定性的反馈镇定控制器和具有自由参数优化的前馈控制器。以航天器反追踪为例进行了数值仿真,仿真结果说明了所提出的控制方法的有效性。     

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。     

欠驱动挠性航天器的单轴指向控制

研究欠驱动挠性航天器的单轴指向控制问题,该问题理论上涉及高维控制系统的非线性控制
,工程上对于航天器配置优化和提高控制系统可靠性非常重要。为此,提出了两段控制方法
：第一段是角速度镇定,第二段是在初始角速度为小量时的单轴指向控制。在此基础上,将
两段控制结合提出了完整的单轴指向控制算法,该算法能够有效保证闭环控制系统的大范围
渐近稳定性。理论分析和仿真结果验证了所提出控制方法的有效性。     

Adaptive attitude control of spacecraft using neural networks

An adaptive control technique can be applicable to reorient spacecraft with uncertain properties such as mass, inertial and various misalignments. A nonlinear quaternion feedback controller is chosen as a baseline attitude controller. A linearly added adaptive input supported by neural networks to the baseline controller can estimate and eliminate the uncertain spacecraft property adaptively. The normalized input neural networks (NINNs) are examined for reliable computation of the adaptive input. The newly defined learning rules of the neural networks are established appropriately for a spacecraft. To prove the stability of the closed-loop dynamics with the control law, Lyapunov stability theory is considered. As a result, the proposed approach results in the uniform ultimate boundedness in tracking error and robustness of the chattering and the singularity problems.     

Nonlinear 6-DOF control of spacecraft docking with inter-satellite electromagnetic force

Compared to traditional docking systems, spacecraft docking with inter-satellite electromagnetic mechanism has distinct advantages. However, its 6-DOF control problem has not been adequately investigated. From our knowledge, this paper attempts to study the 6-DOF control problem for the first time. Based on the far-field electromagnetic force model and Hill's model, the dynamic model of translational motion is derived; using tracking control strategy, LQR method and estimate of Extended State Observer (ESO), an optimal and robust translational controller is designed to satisfy relative position/velocity requirements of soft docking. Representing the attitude of the docking spacecraft pair by unit quaternion, the attitude dynamic and kinematic models with quaternion expression are derived; using behavior-based coordinated control approach and ESO, a decentralized attitude controller is designed to simultaneously align one spacecraft with its absolute desired attitude and with the other spacecraft of the docking pair, requiring no angular velocity measurement and exhibiting better robust capability. The feasibility and performance of this proposed 6-DOF controller are validated by theoretical deduction and simulation results.     

电位主动控制试验装置供给单元的研制

为满足货运飞船表面电位控制的要求,研制了一种适用于航天器表面电位主动控制试验装置的供给单元。该供给单元重量轻、体积小、结构紧凑,具有氩气储存和微流量输出的功能,实测漏率≤1×10-4 Pa·L·s-1。根据实测漏率数据和流量控制器的流量压力特性,建立供给单元输出氩气流量、气瓶压力随时间变化的数学模型,计算得出其有效在轨工作时间约为360 s。以上结果表明,该供给单元的在轨储存能力和微流量输出能力均可以满足任务需求。     

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。     

Differential drag spacecraft rendezvous using an adaptive Lyapunov control strategy

This paper introduces a novel Lyapunov-based adaptive control strategy for spacecraft maneuvers using atmospheric differential drag. The control forces required for rendezvous maneuvers at low Earth orbits can be generated by varying the aerodynamic drag affecting each spacecraft. This can be accomplished, for example, by rotating dedicated sets of drag panels. Thus, the relative spacecraft motion can be controlled without using any propellant since the motion of the panels can be powered by solar energy. A novel adaptive Lyapunov controller is designed, and a critical value for the relative drag acceleration that ensures Lyapunov stability is found. The critical value is used to adapt the Lyapunov controller, enhancing its performance. The method is validated using simulations. The results show that the Adaptive Lyapunov technique outperforms previous control strategies for differential drag based spacecraft maneuvering.     

有扰情况下航天器全局稳定姿态跟踪控制

许多空间飞行任务要求航天器姿态跟踪控制。由于航天器在跟踪过程中不可避免要受到各种干扰，因此有必要研究有扰情况下航天器的姿态跟踪问题。本文率先针对存在常值扰动和正弦扰动情况时的姿态跟踪控制问题，采用退步法和内模原理设计了基于误差四元数的姿态跟踪控制律，并结合Lyapunov直接法和Barbalat引理证明了系统的全局渐近稳定性。理论分析和数学仿真结果表明该控制律能使系统全局渐近稳定，能够有效消除常值干扰和正弦干扰的影响。     

受细胞膜放电模型启发的航天器姿态鲁棒控制

研究了具有模型参数不确定和受空间环境干扰影响的挠性航天器姿态大角度快速机动快速稳定控制问题,设计了一种受细胞膜放电模型启发的鲁棒姿态控制器。综合考虑挠性航天器的强非线性和强耦合特性,设计了对模型参数和环境干扰具有鲁棒性的姿态机动控制器。为了减小机动中姿态突变激发的挠性附件振动,基于细胞膜放电的动力学模型设计了一种改进的鲁棒控制器。当参数不确定范围和干扰有界时,所提鲁棒控制器可使闭环系统的解最终一致有界。最后,分析了控制器参数对姿态控制性能及所需能量的影响。数值仿真验证了所提鲁棒控制器用于姿态机动控制可以得到良好的效果。     

航天器姿态大角度机动有限时间控制

针对航天器姿态大角度机动控制问题，在存在外部扰动的情况下，基于航天器姿态跟踪系统的标准级联特性，利用反步法和自适应控制设计有限时间控制器。提出的控制方法可以严格保证姿态大角度机动系统是全局有限时间稳定的。李雅普诺夫理论推导和仿真结果表明，系统在控制器的作用下可以快速机动到平衡点并保持稳定，全物理仿真试验进一步表明了所提出的控制方法的有效性和优越性。     

多充液贮腔航天器耦合动力学与姿态控制

基于已有的质心面液体大幅晃动等效力学模型，采用拉格朗日方法，系统地建立了任意复杂激励下四贮腔航天器刚-液耦合动力学精确模型。由本文方法所得到的等效晃动力及晃动力矩与通过Flow3D计算出的相应结果吻合良好，验证了所建模型的可靠性。根据所建立的大幅晃动类充液航天器耦合系统动力学模型进一步研究了该类航天器在进行三轴稳定姿态机动时的主要动力学耦合特性，并设计了一类抑制姿态振荡的补偿控 制器。     

挠性卫星姿态的角动量反馈控制

利用动量交换装置的角动量测量和反馈来实现带有挠性附件卫星姿态的稳定控制是一个重要问题。为此，本文给出了角动量反馈控制器，指出了控制器参数的选取方法，分析了姿态控制误差与角动量测量误差的关系。结果表明，角动量反馈控制方法不仅能够保证姿态控制的稳定性，而且能够有效提高姿态控制的稳定性，并且对不确定挠性模态参数具有很强的鲁棒性。