编队飞行卫星的自适应姿态协同控制

研究了双星编队飞行系统的姿态控制问题.在卫星转动惯量参数不确定下,给出两种编队飞行卫星的自适应姿态协同控制算法.第二种自适应协同控制算法,在实现对转动惯量参数的实时辨识的同时,还能够解决控制输入饱和问题.通过李亚普诺夫方法证明了编队飞行系统全局渐近稳定性.最后对给出的算法进行了数值仿真.结果表明,所设计的控制算法实现了编队卫星之间的姿态协同控制,是可行的、有效的.     

分布式卫星编队飞行队形保持协同控制

针对分布式卫星编队飞行队形保持控制问题提出一种分布式协同控制算法,并给出该协同控制算法与编队卫星星间信息传递拓扑结构之间的关系。该协同控制算法以模型预测控制为基础,利用分布式编队卫星的自然特性以及编队卫星之间的信息传递拓扑结构,采用分布式的算法结构,设计分布式的模型预测协同控制算法。该控制算法是一种在线滚动优化控制算法,同时能够较好地解决存在状态约束、控制输入约束等情形下的各种控制问题。最后通过数值仿真验证了结果的有效性。仿真结果表明,当编队卫星星间信息传递拓扑结构中存在生成树时,提出的分布式协同控制算法能够有效地应用到编队卫星队形保持控制问题上来。     

基于信息一致性的分布式卫星姿态同步研究

针对分布式卫星自主姿态同步问题,提出了一种基于信息一致性的姿态协同及跟踪控制方法,它采用信息一致性的理论,通过设计卫星间的信息传递模型来解决分布式卫星间的姿态同步问题。文中分别给出了姿态协同及姿态跟踪两种控制方法,并对其稳定性进行了分析。最后针对两种信息拓扑模型,以实际的多颗分布式卫星和PWM(脉宽调制)喷气系统进行仿真实验,表明了本文方法有效地实现了姿态的协同及跟踪。
     

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。     

双体卫星对日定向姿态机动控制

研究了双体卫星(DFP)对日定向姿态机动控制问题。首先分析双体卫星工作机理，建立载荷舱与平台舱姿态模型，推导磁浮机构线圈和磁钢相对距离的数学表达式。提出基于PD控制的载荷舱对日姿态机动、平台舱姿态跟踪以及两舱避碰等控制策略。在此基础上，为提高平台舱姿态跟踪速度，设计反步控制器对平台舱飞轮的动态特性进行补偿。进一步，为提高两舱协同控制性能，对传统PD控制进行改进，提出基于变增益PD控制的载荷舱姿态机动控制律，将两舱相对姿态信息包含在载荷舱对日姿态机动控制律中，有效降低了两舱碰撞风险，提高了两舱姿态机动速度。仿真结果表明，本文控制算法能有效实现双体卫星对日定向，且能避免两舱碰撞。     

航天器姿态机动的鲁棒自适应控制器设计

针对存在未知惯量矩阵和外干扰力矩的刚体航天器姿态机动问题,将自适应反步法与非线性阻尼算法结合起来,提出了一种鲁棒自适应控制器。所设计的控制器实现了对航天器惯量参数的估计,克服了外干扰力矩引起的不确定性,保证了闭环系统的所有状态是全局一致最终有界的,使得航天器姿态机动误差收敛到系统平衡点的一个较小邻域。最后在Matlabs Simulink环境下对航天器姿态机动系统进行了仿真研究,仿真结果表明了提出的控制算法处理航天器姿态机动问题的有效性和可行性。     

关于主星带伴随分布式小卫星雷达系统的姿态跟踪控制研究

波束指向同步是主星带伴随分布式小卫星雷达系统必须解决的问题之一.主星为补偿多普勒频移而进行的姿态导引会导致地面目标点相对位置漂移,针对这一现象,伴随分布式小卫星应进行姿态控制与主星协同,为保证姿态控制器在外界扰动和参数不确定情况下有效工作,分别设计了自适应姿态机动控制律和姿态跟踪控制律.仿真结果表明,姿态控制器可以有效实现姿态机动和跟踪,控制精度能够满足波束指向同步的要求.     

基于四元数的偏流角跟踪与条带拼接成像研究

根据小卫星星载相机存在后视角或安装相机摆镜导致相机实际光轴无法与星体主轴平行的状况,为避免用欧拉角时的姿态解算与转序问题,提出了一种基于四元数的卫星偏流角跟踪与条带拼接成像姿态控制方法。用四元数描述卫星姿态,根据相对轨道系目标四元数,绕相机光轴转动偏流角,以此作为成像模式目标四元数,实现绕空间轴的偏流角跟踪控制。给出了姿态规划算法:固定偏置姿态确定偏流角跟踪后的目标姿态和目标角速度,用迭代法提高偏流角控制精度,并在姿态机动过程开始即进行偏流角跟踪,保证姿态机动到位和高精度偏流角跟踪的同时实现。基于内干扰力矩前馈方法设计了姿态机动控制律。以同轨双条带拼接成像为例,给出了成像控制方法:在对日或对地定向基础上,计算偏置目标姿态和目标角速度,并调用姿态机动控制算法;姿态机动到位后,若需当轨完成多目标姿态机动,则用姿态机动控制算法保持姿态偏置飞行和偏流角跟踪控制。数学仿真结果验证了该算法的有效性和高精度。     

多航天器编队在轨自主协同控制研究

提出一种基于信息一致性的分布式协同控制策略,该策略可自主实现多航天器编队 的 构型建立、保持与整体机动。在该策略中,编队内各航天器均具有局部的分层控制结构：参 考点一致性估计层根据各航天器初始状态与编队内信息拓扑,协商估计出多航天器编队整体 系统基准参考点;协同制导层根据编队整体系统模型预测控制方程,采用并行计算方式,规 划各航天器从初始状态到期望构型的期望重构机动路径;协同控制层采用基于二阶一致性算 法的协同反馈控制律,使各航天器彼此协同地跟踪期望路径和整体机动参考信息。仿真结果 表明:当信息拓扑中存在最大生成树时,该策略能够实现多航天器编队构型建立、保持与整 体机动的协同控制,并具有较好鲁棒性。〖JP〗     

含热诱发扰动的挠性卫星L_1自适应控制

为了揭示挠性帆板的热诱发运动机理及其对卫星本体姿态机动的影响,采用拉格朗日能量法建立了主刚体带挠性梁模型受到突加热流时系统的动力学模型,分析了帆板热诱发运动的特性。假设系统的模型参数未知,设计了L1自适应控制器,仅卫星的姿态角和姿态角速度作为反馈量,将帆板热致振动和变形作为未建模动力学特性,实现卫星考虑帆板热扰动力矩的快速姿态机动控制。数值仿真结果表明,环境温度突然变化引起的帆板运动包括准静态变形和振动两部分,同时引起的姿态误差也包括常值偏差和姿态振动,所设计的控制器在系统考虑热引起的扰动时仍可以有效地实现卫星的快速姿态机动,且系统各阶挠性模态稳定,参数估计收敛。     

多航天器反步滑模SO(3)协同控制

针对多航天器系统的姿态协同控制问题，基于特殊正交群(Special Orthogonal Group, SO(3))提出了滑模协同控制设计方法。结合有向通信拓扑，建立了多航天器SO(3)姿态模型。在此基础上研究了SO(3)上协同误差形式，提出了适用于协同控制器构造的SO(3)指令设计方法。为了解决姿态奇异问题，根据SO(3)姿态特性引入补偿项并设计了相应的滑模面，进一步采用反步法完成了SO(3)协同控制器设计，同时给出稳定性分析过程。提出的反步滑模方法保证了协同控制器在整个姿态空间内的适用性，使得多航天器系统能够实现稳定的姿态协同。文中采用两组多航天器系统仿真校验了所提协同方法的有效性。     

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.     

挠性航天器姿态跟踪非线性PID控制技术研究

研究了挠性航天器姿态跟踪的非线性PID控制技术.基于误差四元数的动力学和运动学方程,运用Lyapunov稳定性理论设计了新型的航天器非线性PID控制器.控制器不仅具有非线性特点,而且比例参数具有时变的特性,能够根据误差的大小自行进行调整,因此比常规PID控制器具有更好的控制效果.另外,控制器可调参数少,计算简单,工程上易于实现,数学仿真证明了控制方法的有效性.     

航天器姿态控制的一种自适应方法

针对航天器转动惯量参数未知恒定或缓慢时变,以及外部扰动力矩未知恒定或缓慢时变,基于非线性系统的无源性理论,给出了姿态控制的一种自适应方法.事先不需要不确定性的任何信息,控制过程中可根据自适应律给出其估值.理论分析和数值仿真都表明,该方法在保证参数估计误差有界的同时实现航天器对姿态角指令的快速无静差跟踪.     

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。     

Decentralized sliding-mode control for spacecraft attitude synchronization under actuator failures

This paper examines attitude synchronization and tracking problems with model uncertainties, external disturbances, actuator failures and control torque saturation. Two decentralized sliding mode control laws are proposed and analyzed based on algebraic graph theory. Using Barbalat׳s Lemma, it is shown that the control laws guarantee each spacecraft approaches the desired time-varying attitude and angular velocity while maintaining attitude synchronization among the other spacecraft in the formation. The first controller is designed in the presence of model uncertainties, external disturbances, and actuator failures. The results are extended to the case with control input saturation in the second controller. Both control laws do not require online identification of failures. Numerical simulations are presented to show the effectiveness of the proposed attitude synchronization and tracking approaches.     

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。     

航天器多约束姿态机动时-虚混合域规划方法

针对姿态指向受限以及角速度和控制力矩有界等复杂多约束下航天器低能量姿态机动规划问题，首先提出了时-虚混合域的概念，即时域和虚拟域同步存在并且同步求解虚拟域姿态路径以及时域角速度和控制力矩。进一步地，建立时-虚混合域上非线性约束问题模型。然后，提出了时-虚混合域单点式非线性姿态机动规划方法，通过非线性参数优化和单点式路径分解置换规划求解得到姿态机动轨迹以及角速度和控制力矩曲线。仿真结果表明,该方法可以高效地解决多约束姿态机动规划问题，有效地降低姿态机动过程中的能量消耗，得到连续光滑的姿态机动规划结果。     

一种基于误差四元数的飞行器姿态跟踪系统的滑模控制器

对于参数不确定和外部扰动的空间飞行器姿态跟踪系统，本文提出了采用滑模控制的方法。利用误差四元数建立数学模型，选择了一类线性滑动流形，并且基于李雅普诺夫函数推导出滑模控制律。理论分析及仿真结果表明，本文所求控制律对空间飞行器跟踪系统具有全局稳定性和鲁棒性。     

大型挠性航天器的鲁棒模型预测姿态控制

针对大型挠性航天器的三轴姿态控制问题,考虑了控制输入约束,设计了鲁棒模型预测姿态控制器。首先,将模型预测控制应用到不考虑扰动的标称挠性航天器系统中,通过求解优化问题推导预测控制律,从而得到三轴姿态的标称轨迹。然后,为有效处理大型挠性附件振动对中心刚体姿态造成的扰动,针对带有扰动的挠性航天器实际姿态控制系统,设计由最优状态与实际系统状态的误差构成的辅助反馈控制器,使实际系统状态维持在以标称轨迹为中心的“管道”(Tube)不变集内,并驱使实际系统状态到达标称轨迹上,最终沿着标称轨迹到达平衡点。仿真结果表明,在鲁棒模型预测控制的作用下,实现了姿态角的快速精确跟踪,有效地处理了由大挠性附件振动对中心刚体姿态产生的扰动,增强了系统的鲁棒性。