基于(w,z)参数化的微小卫星喷气欠驱动控制

针对欠驱动微小卫星的姿态稳定问题,提出了基于( w,z )参数化的稳定控制方案.( w,z )参数化是一种新的姿态描述方法,它通过两次垂直的旋转来表示卫星的姿态,补充了一次旋转的四元数法和三次旋转的欧拉角法等姿态描述的完整性.采用( w,z )参数化法建立了微小卫星的运动学和动力学模型,并设计了旋转轴稳定、角速率稳定以及姿态稳定等控制律,应用于非对称欠驱动卫星的稳定控制.以采用PWM(Pulse Width Modulation)技术的微型喷气系统作为执行机构进行欠驱动控制的仿真实验,表明了所提出控制方法的有效性.     

基于LQR的小卫星磁姿态控制设计

 研究仅采用磁力矩器作为执行机构的近地小卫星姿态控制问题。通过对刚体卫星的非线性动力学和运动学方程在平衡点处进行线性化处理,得到一个线性周期时变系统,应用线性二次最优调节器理论设计出最优磁矩控制律。最后针对某小卫星进行了仿真验证,结果表明所设计的最优控制律可以很好地完成三轴姿态稳定任务。     

灵敏小卫星能量/姿态一体化控制研究

研究应用变速控制力矩陀螺群(VSCMGs, Variable Speed Control Moment Gyros)作为主执行机构,完成灵敏小卫星多目标快速姿态机动时的能量/姿态一体化控制问题.在考虑执行机构饱和、机动任务要求和敏感器测量与跟踪能力受限等情况下,设计了非线性的姿态/能量一体化控制器,对由于频繁的姿态机动引起的姿态四元数的漂移进行了整定.设计了VSCMGs的操纵律.按是否接近框架构型奇异,合理分配了操纵任务,并设计了相应的操纵方法.对采用金字塔构型的VSCMGs进行了较为严格的仿真,结果表明卫星在机动中达到了快速和稳定的要求,同时能够满足能量控制要求和VSCMGs转子转速的平衡.     

可变构型的控制力矩陀螺控制方法

针对固定构型的控制力矩陀螺群无法灵活改变其合成角动量包络以适应卫星不同工况的姿态机动需求问题，设计了一种可变构型的控制力矩陀螺群控制方法。建立了可变构型的控制力矩陀螺群的动力学模型；在考虑控制力矩陀螺群框架角速度、高速转子转速以及构型倾角变化速率等多变量下，设计了可变构型的控制力矩陀螺群的操纵律；分析了构型倾角固定和构型倾角可变情形下的控制力矩陀螺群合成角动量包络和奇异状态分布情况。采用可变构型的控制力矩陀螺群进行了卫星多工况姿态敏捷机动控制。数学仿真校验表明，可变构型的控制力矩陀螺控制方法能够实现金字塔构型下不同数目的控制力矩陀螺故障时的卫星三轴敏捷机动控制。     

小卫星临近作业轨道和姿态联合控制

建立了小卫星相对轨道和姿态的误差动力学模型,根据作业任务和姿态指向要求确定了小卫星相对轨道和姿态的期望运动;采用相对轨道和姿态联合控制策略,并考虑小卫星作业过程中质量和转动惯量的不确定性,设计了自适应全状态反馈控制律;数值仿真结果表明该控制律具有较强的自适应性。     

航天器相对姿态跟踪的非线性前馈控制

针对航天器相对姿态跟踪过程中严重的非线性及控制器设计的复杂性,建立了基于修正罗德里格斯参数的航天器相对姿态运动学和动力学方程并根据Lyapunov直接法设计了非线性前馈控制律.设计的控制律不仅保证闭环系统稳定,还使得航天器相对姿态跟踪误差快速收敛到零点邻域内.通过在Matlab/Simulink环境下对航天器相对姿态跟踪进行数值仿真,验证了建立模型和设计控制律的有效性.     

应用变速控制力矩陀螺的微小卫星大角度姿态机动控制

研究了变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的微小卫星多目标快速姿态机动的控制问题.控制力矩陀螺(CMG)可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为微小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力,这有助于微小卫星变得更加机动灵活.首先建立了以变速控制力矩为执行机构的航天器姿态动力学模型,采用修正Rodrigues参数描述姿态.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.以采用VSCMG为执行机构的某微小卫星为例进行了数值仿真,结果表明卫星在机动中达到了快速和稳定的要求,提出的非线性姿态反馈控制器有很好的鲁棒性和有效性.      

改善反作用轮低速性能的补偿观测器方法

基于Ｄａｈｌ摩擦模型,给出了用于卫星姿态三轴稳定控制的反作用轮低速动力学方程,就反作用轮转速过零对卫星姿态产生的扰动现象进行了分析,提出了一种利用非线性观测器估计摩擦力矩,并予以补偿的补偿观测器方法。仿真结果表明,该方法改善了反作用轮低速性能,提高了卫星姿态控制的指向精度和稳定度。     

空间平台姿态联合控制律设计

空间平台发射有效载荷会对平台姿态产生很大的扰动,为快速消除扰动影响并使平台稳定,选取推力器与反作用飞轮进行姿态联合稳定控制,提出了基于推力器的极小时间控制律和基于反作用飞轮的滑模变结构控制律,前者用于快速抑制扰动,后者用于姿态精确稳定,并提出一种控制律切换方法.对空间动能发射后平台的姿态稳定过程进行数学仿真,结果表明,设计的姿态联合控制律能够快速抑制平台姿态扰动,最终消除挠性部件振动达到精确稳定.     

空间平台姿态联合控制律设计

空间平台发射有效载荷会对平台姿态产生很大的扰动,为快速消除扰动影响并使平台稳定,选取推力器与反作用飞轮进行姿态联合稳定控制,提出了基于推力器的极小时间控制律和基于反作用飞轮的滑模变结构控制律,前者用于快速抑制扰动,后者用于姿态精确稳定,并提出一种控制律切换方法.对空间动能发射后平台的姿态稳定过程进行数学仿真,结果表明,设计的姿态联合控制律能够快速抑制平台姿态扰动,最终消除挠性部件振动达到精确稳定.     

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。     

输入受限卫星姿态的鲁棒非线性镇定与跟踪控制

研究控制输入受限的卫星在存在外部干扰和转动惯量不确定性时的姿态镇定和姿态跟踪控制问题,利用双曲正切函数的性质分别设计了两种有界鲁棒非线性反馈控制律,并用李雅普诺夫方法证明：通过适当选择两种控制律中的参数,可保证闭环系统角速度误差渐近趋于零,且姿态误差收敛到事先给定的原点小邻域内．仿真结果表明利用所设计的控制律可在控制输入受限情况下有效抑制外部干扰和转动惯量不确定性的影响,达到预期控制目标．     

基于直接自适应的挠性航天器姿态稳定控制

针对挠性航天器姿态稳定控制,基于退步控制方法与直接自适应控制方法提出了一种自适应控制策略。首先将挠性航天器模型分解为运动学子系统和动力学子系统,并设计具有理想控制性能的参考模型;然后在姿态小角度的假设下,对满足近似严格正实性的姿态运动学子系统设计了直接自适应中间控制律;最后运用退步控制方法对航天器动力学子系统设计了姿态控制器,并证明了闭环系统的稳定性。理论分析和数值仿真结果表明该控制器对挠性航天器的姿态稳定控制是有效的。     

Robust H∞ controller design for attitude stabilization of flexible spacecraft with input constraints

This paper addresses the attitude stabilization and vibration suppression problem for flexible spacecraft subject to model parameter uncertainty, controller perturbations, external disturbances and input constraints. The attitude model of flexible spacecraft is described and converted into a state space form in terms of passive and active vibration suppression schemes. A novel state feedback controller is proposed based on the exactly available expectation of a new variable, which is introduced to model a randomly occurring controller gain perturbation. Based on Lyapunov stability theory, sufficient conditions for the existence of the nonfragile H_∞ controller considering input constraints are given based on linear matrix inequalities (LMIs) in terms of additive perturbation and multiplicative perturbation. Then, the developed controller subject to required constraints can be obtained, where the nonfragile property is fully considered to improve the tolerance to uncertainties in the controller. Numerical simulations are performed to demonstrate the effectiveness and superiority of the proposed control strategy in attitude stabilization and vibration suppression, where it should be noted that the passive vibration suppression scheme is superior for high natural frequencies while the active vibration suppression scheme is superior for low natural frequencies. Moreover, the low natural frequencies have more influence on the performance of attitude stabilization and vibration suppression.     

H2 and H∞ control options for the combined attitude and thermal control system (CATCS)

The combined attitude and thermal control system (CATCS) combines the conventional attitude control and thermal control subsystems. Its principle is based on circulating a heat conducting fluid inside a closed duct wielding the excess onboard heat in order to produce the attitude control torques. Previously only the proportional-integral (PI) controller has been tested for CATCS. In this paper two other control options for CATCS were designed based on the H₂ and H_∞ control methods to improve the attitude control performance of a small satellite. The control gain matrix with the minimum cost function is obtained by solving the Riccati equation and fed back to the system in order to achieve the system’s performance. The designed controllers can efficiently control the roll, pitch and yaw satellite attitudes. Simulations for the two techniques were carried out using Matlab and Simulink for ideal and non-ideal system models. Results show that the H₂ controller has a better attitude control performance over the H_∞ controller and PI controller itself.     

小卫星动平衡研究--质心不对中对姿态的影响

首先定性分析质心不对中对星体动力学特性的影响，然后由拉格朗日第二类方程导出引力场下星体运动方程的矩阵表达式，最后以50kg级长方体3轴稳定小卫星为例，分析不同初角速度和不同时间历程情况下质心不对中对星体运动姿态的影响，并分析其对星体运动稳定性的影响．本文研究为同类品种小卫星的构型设计、姿态控制系统设计以及制定卫星动平衡精度提供依据。     

空间多体系统轨道姿态及机械臂一体化控制

针对在轨服务等新型任务对航天器快速机动能力的大幅提高，研究了卫星基座和机械臂构成的空间多体系统的轨道、姿态和机械臂的一体化控制设计问题。首先，建立了空间多体系统的动力学模型；然后，基于退步控制思想，设计了卫星基座、姿态与机械臂一体化控制器，并证明了系统的稳定性，由于利用了空间多体系统的所有自由度，相比传统的基座停控或只控制基座姿态而轨道停轨的方法，极大地提高了系统的适应能力，可同时实现空间大范围的轨道转移、姿态机动，同时利用机械臂对目标进行精确操作控制。通过建立完整的空间多体系统仿真模型，对控制器进行仿真，达到了同时进行轨道、姿态及机械臂末端机动的控制目的，并验证了所提方法的有效性。      

小型控制力矩陀螺扰动建模及性能指标分析

为实现遥感卫星的高精度指向能力,对遥感卫星星上常用执行机构控制力矩陀螺扰动及性能指标评定进行了研究。首先,充分考虑小型控制力矩陀螺的静动不平衡量以及框架轴的安装误差,根据动量定理和动量矩定理建立了完整的星载小型控制力矩陀螺的动力学模型,并对所建立模型的正确性进行了理论分析和仿真验证;其次,将含有扰动特性的小型控制力矩陀螺应用到星上,建立了整星动力学模型,并选用合适的框架伺服控制系统和转子伺服控制系统,完成整星的姿态稳定控制任务;最后,采用数值仿真的方式分析了陀螺转子静动不平衡因素以及框架角测量误差对星体姿态精度和稳定度带来的影响。结合任务要求,对小型控制力矩陀螺设计提出静动不平衡量等指标要求,以期使其满足星上光学有效载荷的成像要求。