先进上面级变轨段姿态解耦控制研究

针对多星部署先进上面级变轨段三轴姿态严重耦合以及主发动机开机引起的较大干扰力矩问题,研究了基于反馈线性化的姿态解耦算法。通过给出上面级多星部署任务中的坐标系和姿态角定义,建立了欧拉角描述的姿态动力学与运动学方程。分析了推力矢量与姿控发动机的控制方案,描述了该方案中主发动机、伺服机构和姿控发动机的配置结构,推导了推力矢量控制中的主发动机摆角计算公式和主发动机工作时质心偏移引起的干扰力矩。基于反馈线性化理论,设计了上面级姿态解耦控制律。算例验证结果表明姿态角速率误差和姿态角误差能够快速趋于1°/s和0.5°。文中设计的姿态解耦控制算法具有良好的稳定性和可行性。     

航天器姿控发动机真空羽流场计算及其扰动分析

航天器姿态控制发动机工作期间,产生的羽流扰动力矩会影响控制精度,对流和辐射产生的热效应会影响热控系统工作,羽流沉积物会影响光学敏感器的精度。文章以某航天器的20 N姿控发动机为例,首先采用工程的MOC方法计算其真空羽流场;然后利用建立的航天器羽流三维冲击模型分析了羽流对太阳电池阵的冲击载荷;最后对发动机羽流脉冲激励下太阳电池阵的响应和姿态控制系统受到的扰动力矩进行了仿真分析。结果表明姿控发动机羽流脉冲激励将对控制精度和稳定度产生不可忽视的影响。     

一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法

为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。     

基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究

空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。     

基于差动气动增压装置的多次启动一体化动力系统特性

高性能、轻质量、小尺寸的上面级动力系统可以为整个任务节省更多的质量和空间,从而增加有效载荷的质量。提出了一种基于差动气动增压装置的多次启动姿轨控一体化动力系统,动力系统由主发动机系统、姿控发动机系统、一体化供应系统等组成。该动力系统的系统级试验验证结果表明:姿控发动机与主发动机可通过共用贮箱实现推进剂的一体化供应; 主...     

小推力推进系统起动过程的分析

本文对小推力推进系统各部件建立了数学模型，并对此系统进行了数值计算。计算结果表明，在燃烧时滞较大时，该系统响应较慢，发动机参数的超调量较大，达到稳态所需的时间较长；轨控发动机与姿控发动机共用同一个供应系统时，姿控发动机受燃烧时滞的影响更大。减小燃烧时滞有利于提高发动机在起动过程的响应能力和稳定性。在起动阶段，高室压推进系统比低室压推进系统响应快，高室压轨控发动机的参数能较快地稳定下来，但其超调量较大；高室压姿控发动机虽然响应快，但其超调量大，达到稳态所需的时间长于低室压姿控发动机。本文所得结论为提高小推力推进系统在起动过程的响应能力提供了参考。     

基于正交试验设计的姿控发动机起动特性

基于AMESim模块化仿真软件,建立了姿控发动机仿真模型,采用正交试验设计方法,分析了推进剂黏度、集液腔容积、燃烧时滞、喷注压降和阀门间隔时间等因素对姿控发动机起动响应特性的影响。结果表明:起动响应特性指标主要影响因素为燃烧时滞、喷注压降和阀门间隔时间,且对阀门间隔时间敏感性最高。室压超调量对推进剂黏性敏感性最低,响应时间对喷注压降敏感性最低。燃烧时滞越大,喷注压降越小,阀门间隔时间越大,发动机响应性能越差。优化喷嘴雾化性能以缩短燃烧时滞,适当提高喷注压降都有助于缩短姿控发动机响应时间。阀门作动时间则尽量保持一致,以缩短起动响应时间。     

苏能源号火箭可能有多种型号

据报道,预计苏联要研制数种型号的能源号大型运载火箭,其中最大的一种型号可将215吨有效载荷送入低地轨道。 1987年5月15日发射的第一枚能源号运载火箭包括一个芯级和4个捆绑的助推器以及一个安装在侧面的上面级,上面级装有一台姿控发动机,但这台发动机未能正常     

上面级在发射轨道的辐射外热流分析

研究发射轨道的外热流是进行火箭上面级和卫星热控设计的基础。文章给出了基于一组轨道和姿态参数的太阳矢量与地球矢量的计算方法。针对圆柱外形的上面级,分析了其发射轨道外热流的变化规律,利用该计算方法计算了太阳矢量,而太阳矢量在长时间滑行段相对固定,太阳矢量和受晒因子随发射时间而发生大幅度的变化,使得外热流工况变得非常复杂。通过对太阳定姿且绕箭体纵轴慢旋,可改善火箭上面级的飞行热环境,简化卫星和上面级的热控系统设计。     

基于模型参考自适应的大气层外杀伤拦截器姿态控制系统设计

大气层杀伤拦截器制导控制系统采用矢量喷管进行姿态与惯导控制,系统输出的开关特性具有强非线性,同时,姿态角指令进行突变时会相应地带来控制力矩指令突变,要求能够实现对姿态角指令的快速调节,且考虑姿控发动机喷气量。针对上述问题,设计了一种姿态角跟踪控制器,使用带有超前校正的死区迟滞继电控制律进行开关控制,并使用变结构模型参考自适应方法进行连续控制律设计,以提高开关控制器的工作效率,减少工作能耗。仿真结果表明,所设计的方法相较对比方法在快速性和精确性上均有提升,蒙特卡洛仿真结果显示,设计方法拦截精度为0.44 m,较对比拦截方法有较大提升。综上,设计方法能够以更快速的响应、更小的超调实现指令姿态角度的跟踪,且姿控发动机喷气用量有效减少,对工程实践有一定指导作用。     

弹性高超声速飞行器建模及精细姿态控制

为保证超燃冲压发动机的良好进气,需要对高超声速飞行器进行精细姿态控制,但弹性振动问题极大影响其精细姿态控制精度。以高超声速飞行器的纵向通道为例,分析弹性振动问题对飞行控制系统的影响,建立面向控制的弹性高超声速飞行器数学模型,考虑气动参数和模态参数的大范围摄动,采用主动控制策略,基于鲁棒H∞理论和LQR理论设计精细姿态控制系统。大量仿真表明：在考虑测量噪声、舵机非线性、参数大范围摄动的情况下,控制系统能够很好地跟踪刚体攻角,抑制弹性攻角,并保证进气口当地攻角±0.4度的控制精度,满足高超声速飞行器精细姿态控制的要求。     

星载大型空间天线的一种解耦控制方法

针对星载大型空间可展开天线与卫星平台之间的动力学耦合问题提出一种三自由度驱动与测量机构用于连接天线臂与卫星平台。该机构以驱动电机来控制天线臂转动,通过角度传感器对天线臂转角的测量来实现反馈控制,同时在卫星姿态控制系统中引入前馈控制进行反作用力矩补偿,实现卫星平台与天线之间的解耦控制、抑制天线的振动、提高卫星姿态控制系统的性能。通过姿态稳定状态下卫星-天线系统解耦动力学模型的建立、控制系统的设计、姿态控制的仿真分析,表明解耦机构能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定性和天线指向精度。     

微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法

针对传统皮纳卫星姿态控制系统中磁力矩器输出力矩小、姿态控制响应慢等问题，提出一种微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法，提高了控制精度，缩短了控制周期，并利用Lyapunov稳定性理论证明了算法的稳定性。首先建立微型固体推进器阵列优化点火模型，然后给出其补偿控制时间设置方法，并推导出大角速度阻尼控制律和辅助速度阻尼控制律，同时设计了基于混合系统模型的姿态捕获联合控制律，最后通过仿真验证了速度阻尼联合控制律和姿态捕获联合控制律的有效性。仿真结果表明，相较于传统的纯磁控方法，联合控制方法能够有效提高控制精度，大幅度缩短控制周期。     

微小型双组元姿控发动机技术研究

高性能微小型液体双组元姿控发动机具有冲量小、响应快、质量轻、尺寸小等特点,可为微小卫星等航天器实现在轨精确姿态控制,延长在轨工作寿命以及轻小型化等方面的应用提供技术基础.本文以5N微小型双组元液体火箭发动机为例,从微小型喷注器设计、微小型阀门设计、微小尺寸构件成型技术、热相容设计等方面,详细介绍了上海空间推进研究所在微小型双组元发动机设计及制备方面取得的进展和成果,提出了该项目的后续研制计划.     

利用随机森林算法的卫星控制系统故障诊

针对卫星姿态控制系统存在闭环控制，外部干扰强，进而影响故障诊断准确性和实时性的问题，提出了一种利用随机森林算法的卫星姿态控制系统姿态敏感器和执行器故障诊断方法。首先，采集不同故障情形下卫星姿态控制系统的输入输出数据，进行特征提取。随后通过随机有放回抽样划分训练集和测试集，建立基于随机森林算法的故障诊断模型。利用生成的随机森林模型，对实时输入输出数据进行分类，实现卫星姿态控制系统的故障诊断。利用卫星姿态控制系统半物理仿真平台的数据进行实验，对比实验结果表明：本文所提方法可以实现故障高精度分离，并具有更好的实时性，适用于卫星姿态控制系统的故障诊断问题。     

无速度测量下的航天器安全接近位姿一体化控制

针对考虑位姿耦合的非合作航天器交会对接场景,在没有速度测量情况下为了同时解决安全约束、模型不确定性、执行器故障和输入饱和问题,提出一种基于容积卡尔曼滤波算法(CKF)的自主安全接近方法。首先基于容积卡尔曼滤波器和扩张状态观测器(ESO)分别估计目标航天器的位姿信息和相对速度信息;然后通过将一种新颖的安全包络与人工势函数(APF)结合设计自适应滑模控制器,并设计非奇异辅助系统对执行器故障和输入饱和带来的影响进行集中处理。提出的控制策略在不违反安全约束情况下,能在固定时间内实现位置接近和姿态同步。通过李雅普诺夫方法可以保证闭环系统固定时间稳定。仿真结果表明,所提控制方法具有较高的精度和良好干扰抑制能力。     

直/气复合控制导弹的模型预测和自抗扰姿态控制设计

针对直/气复合控制导弹姿态控制系统的特点,提出将非线性模型预测方法与自抗扰控制方法结合的姿态控制策略,设计姿控脉冲发动机阵列点火逻辑,在分析直接侧向力有限约束集的基础上提出直/气复合控制导弹姿态控制系统设计方法。仿真结果表明,所给出的复合控制策略可以有效抑制外部干扰和模型不确定性的影响,显著加快拦截导弹的过载响应速度。     

无陀螺磁控小卫星的大角度姿态捕获研究

为了解决无陀螺磁控小卫星的姿态稳定和捕获问题,本文针对偏置稳定的主动磁控小卫星姿态控制平台,基于磁控力矩的时间累积作用效果等效卫星角动量增量的规律,设计了一种仅利用角度反馈的卫星大角度磁捕获控制律。通过仿真和卫星在轨实测的验证,证明该方法具有良好的收敛效果和鲁棒性,工程实现简单,可靠性高,适用于中低轨道的通信小卫星。     

高精度飞轮控制系统方案分析研究

卫星姿态控制是卫星控制领域里的最重要的一个方面 ,用于保证卫星的正常工作。一般的卫星姿态控制都采用飞轮控制方案 ,所采用的飞轮有磁悬浮飞轮和普通飞轮两种。虽然磁悬浮飞轮能克服飞轮自身摩擦力对卫星姿态的影响 ,但是磁悬浮飞轮在制造、工艺等方面要求高 ,而且成本昂贵。本文讨论了采用直流无刷电机控制普通飞轮的方案中关于转速和电流这两个关键参数的高精度控制问题 ,并给出了实际可行的解决方法。这些方法已在某型卫星上得到了部分应用。