航天器姿态的非线性鲁棒分散控制器设计

研究了具有外部干扰力矩及参数不确定性的航天器姿态控制问题。针对这类多输入-多输出的不确定非线性系统，基于一种非线性鲁棒分散控制理论，设计了结构简单而易于实现的控制器。该控制器中包含的积分环节可以补偿系统的各种未知因素，同时确保恒值调节系统不存在稳态误差。仿真结果表明：所设计的鲁棒分散控制器与非线性动态逆控制器相比，具有更优越的抗干扰能力和对模型不确定的适应能力。即使系统存在外部干扰及模型小确定性，仍可在闭环系统中实现精确的姿态控制。该控制器有效地提高了航天器姿态控制的鲁棒性和适应性。     

磁悬浮控制力矩陀螺框架伺服系统扰动力矩分析与抑制

对磁悬浮控制力矩陀螺框架伺服系统，提出了一种基于自适应逆扰动消除控制的设计方法。该控制器采用将被控对象动态控制和对象扰动控制分离处理的方法研究了控制力矩陀螺框架伺服系统的非线性摩擦干扰力矩、陀螺房内部高速磁悬浮转子系统因框架变速转动对框架伺服系统产生的耦合力矩以及航天器姿态改变导致框架伺服系统本身的参数大范围变化等问题。设计的自适应逆扰动消除器大大改善了框架伺服系统的控制性能、提高了系统的速率输出精度。仿真结果表明，提出的扰动力矩抑制方法是可行的，具有很强的鲁棒性。     

零角动量欠驱动航天器逆最优稳定控制律设计

研究轮控式零角动量欠驱动航天器姿态最优稳定控制问题。考虑到该类型航天器不存在定常光滑稳定控制律的特点,通过Lyapunov直接法和Backstepping方法设计了一种非线性不连续反馈控制律,同时得到控制Lyapunov函数（CLF）,并由此得到逆最优稳定控制律。该控制律可以避开求解Hamilton-Jacobi方程,最小化某一代价函数,同时具有扇形稳定裕度,对输入不确定性具有一定的鲁棒性。数学仿真结果表明,所设计的非线性不连续反馈控制律能够使姿态渐近稳定至平衡点,并具有最优性,以及在转动惯量存在不确定性时,扇形稳定裕度使系统具有一定的鲁棒性。     

载人航天器系统重量控制方法研究

系统的重量设计和控制贯穿于载人航天器研制的全过程,在型号研制中占有非常重要的地位。文章结合载人航天器型号研制实践,描述了载人航天器系统重量构成、重量控制流程、不同研制阶段的重量控制要点、系统重量控制体会以及轻量化设计措施,为未来载人航天器型号设计和减重研究提供借鉴与参考。     

一种BP MFN逆模型补偿的复合控制结构方案研究

由于对结构未知和不确定的非线性系统还没有形成一种通用有效的辨识和控制方法，为此首先对非线性系统逆模型辨识和控制的结构方案进行分析，然后基于复合控制思想，对基于神经网络的非线性系统逆模型补偿的复合控制结构方案进行研究。设计了一种基于BP MFN（Multilayer Feedforward Network）逆模型补偿的复合控制结构方案，并基于不同BPMFN逆模型结构进行了仿真。仿真结果显示，基于神经网络的非线性系统逆模型补偿的复合控制结构方案是有效的，且在满足辨识建模精度要求前提下，采用相对简单的BPMFN逆模型结构，对提高逆模型的泛化能力和非线性系统的控制效果是有益的。     

航天器姿态跟踪系统的非线性鲁棒自适应控制

研究有未知惯量矩阵和干扰力矩的刚体航天器姿态跟踪。对此类多输入多输出、不确定非线性系统,提出了一种非线性鲁棒自适应控制策略,用Lyapunov直接法分析了闭环系统稳定性。理论分析表明,该控制器不仅保证闭环系统一致最终有界稳定,航天器姿态跟踪误差收敛至系统平衡点的一个较小领域,而且使闭环系统对航天器惯量参数有自适应能力,对有界干扰力矩具鲁棒性。仿真结果表明：所设计的非线性鲁棒自适应控制器有效。     

带移动滑块太阳帆航天器姿态控制技术研究及仿真

针对以移动滑块为控制执行机构的太阳帆航天器,基于拉格朗日分析力学建立了航天器-滑块两体系统非线性耦合动力学模型。分外环和内环回路,各自设计了基于增益调度的变增益LQR控制器和带非线性补偿的PD控制器。建立ADAMS实体仿真模型,在MATLAB/Simulink软件中建立姿态控制系统仿真平台,以行星际太阳帆航天器轨道转移过程中姿态控制任务为例进行ADAMS-MATLAB动力学联合仿真实验。结果表明:设计的控制律能有效抑制光压干扰力矩对航天器姿态的影响,可实现太阳帆航天器的大角度快速姿态机动及长期姿态稳定。     

航天器多脉冲悬停控制的非线性方法

为解决连续推力空间悬停控制技术对航天器控制推进系统要求较高、工程上难于实现的问题,提出基于Clohessy-Wiltshire方程的多脉冲悬停控制方法。以轨道要素外推的飞行状态非线性预测方法和脉冲悬停控制量优化算法,对悬停脉冲进行了优化,可以实现主动航天器在目标航天器附近任意点的近似稳定悬停。给出的多脉冲悬停控制方法及控制量非线性优化算法考虑了地球非球形引力摄动J2项影响,补偿了Clohessy-Wiltshire方程的线性化误差,能有效提高悬停精度。仿真结果表明,多脉冲悬停控制方法的燃料消耗与连续推力悬停方法相比没有明显增加,不会对主动航天器带来过大的燃料消耗压力。     

航天器推进系统多余物控制相关标准浅析

对多余物的主要来源和类型进行分析,梳理航天器推进系统多余物控制的特点,在此基础上提出多余物控制工作开展的思路,介绍航天器推进系统研制全过程中各环节具体的多余物控制方法与实施效果。     

欠驱动航天器飞轮控制方法

针对应用任意剪刀对构型飞轮群的欠驱动刚体航天器姿态控制问题,将飞轮群与航天器看作整体系统进行建模,从整体系统可控性角度分析采用传统模型进行控制系统设计存在的局限性。随后通过对飞轮群角动量集合描述,得出航天器姿态可机动集合。由于飞轮群构型的任意性及航天器的欠驱动特性,导致具有初始角动量的整体系统难以针对系统状态方程采用Lyapunov函数方法进行状态反馈控制器设计,同时为了保证存在外扰动力矩的航天器姿态机动精度,采用非线性预测控制方法实现系统的反馈控制。所提控制算法实现了任意飞轮群剪刀对构型、飞轮群角动量非饱和条件下,任意系统初始角动量欠驱动航天器在姿态可机动集合中的机动控制。仿真结果表明,系统具有良好的控制性能及精度。     

浅谈内部控制制度的建立和实施

内部控制制度是现代管理工作的一个重要组成部分。本文指出了要实现内部控制制度的目标，应建立和实施管理控制和会计控制。     

卫星轨道保持的非线性鲁棒自适应变结构控制

应用反馈线性化方法，对卫星轨道保持的非线性动力学进行线性化，考虑线性化模型的范数有界不确定性，设计变结构各棒控制器，得到卫星轨道保持的非线性鲁棒控制律。在此基础上，利用自适应控制方法，得到一种具有不确定性范数上界估计能力的鲁棒自适应变结构控制器。进行数值仿真研究，验证了所提出控制器设计方法的有效性和适应性。     

重力梯度稳定小卫星的最优主动磁控和动量轮控制

为了提高小卫星定点精度,姿态控制系统采用俯仰轴动量轮控制和三轴磁力矩控制。用四元数方法建立起卫星动力学方程和运动学方程。以响应时间和响应时间内欧拉角误差和角速率误差的平方和这两个单目标作为目标函数,以三轴的位置增益、速率增益和卸载增益为设计变量,以三轴欧极子矩不超过要求值,俯仰轴的轮动量矩不超过要求值,以及末尾响应时间内应保证欧拉角和角速率逼近控制值为约束条件,建立起卫星最优控制模型。最后,作为例子应用到小卫星姿态控制中,结果证实最优控制算法是可行有效的。与传统PD控制相比,优化后的姿态控制性能也大大提高。     

鲁棒调节器设计及其在飞行控制系统中的应用

本文提出一种降低参数灵敏度的鲁棒调节器设计法。它根据灵敏度指标的要求，利用最优调节器的性质设计了状态反馈调节器，所构成的系统具有良好的参数鲁棒性和动态特性。该方法计算简单，实现方便。文中给出了在飞行控制系统中的应用实例。     

航天器姿态容错控制技术研究现状与发展

更远、更复杂的人类空间探测任务要求航天器具有更高的可靠性,因此航天器的容错控制技术受到了广泛关注。对航天器姿态系统的容错控制技术发展现状进行了分析,总结了国内外近年来航天器姿态容错控制的成果,重点分析了利用自适应控制、滑模控制、模糊控制、神经网络控制等理论开展容错控制的进展,并分别阐述了采用不同技术途径发展容错控制的优缺点。最后,展望了航天器姿态容错控制技术未来的发展。     

精密恒温固态控制器的研制

在分析了航天器热控制需求以及电子控温装置应用现状的基础上,对分布式控温技术进行了初步研究,提出了用于分布式控温的精密恒温固态控制器技术方案.方案设计兼顾了控温精度和设备安装灵活性的需求,采用脉宽调制(PWM)控制作为控制方式,研制的工程样机控温精度优于0.1℃,尺寸为20mm×25mm×30mm.该装置适用于有高精度控温需求,且要求控温装置占用航天器资源较少的主动控温设计.     

基于模糊控制的拦截弹姿态控制器设计方法研究

针对大气层内拦截弹这一非线性、强耦合、时变系统及姿控发动机的非 线性特性,给出一种基于模糊控制的拦截弹姿态控制器设计的新方法。文中给 出该控制器的结构、具体设计过程和相关参数的确定方法。不同初值和不同扰 动情况下的数字仿真结果表明采用该方法设计的控制器具有鲁棒性好、结构简 单、易于工程实现等特点。     

按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统

本文提出了一个按降低轨迹灵敏度综合最优设计飞行控制系统的方法。它能使系统具有满意的动态品质,同时对系统参数的变化及非线性产生的影响具有较强的鲁棒性。该设计方法具有通用性和程序化,系统实现简单。     

控制输入受限情况下卫星姿态的鲁棒自适应控制

卫星通常工作在各种扰动环境中，包括参数不确定性和非参数不确定性。工程实践中碰到的另一个重要问题是控制输入受限。考虑存在参数不确定性和非参数不确定性，研究控制输入受限情况下卫星的姿态控制问题，设计了一种鲁棒自适应控制器，证明了姿态控制系统是全局一致最终有界稳定。仿真结果验证了该控制器的有效性。