基于磁悬浮控制力矩陀螺的航天器姿态高精度高带宽测量方法

针对航天器姿态测量精度和带宽之间相互制约问题,提出一种基于磁悬浮陀螺的航天器姿态高精度、高带宽测量方法。根据刚体动力学和坐标变换原理建立磁悬浮转子径向转动合外力矩模型。在框架静止条件下,通过实时检测磁悬浮控制力矩陀螺（MSCMG）中的磁轴承电流、磁悬浮转子位移,计算出磁悬浮转子径向转动所受合外力矩以及磁悬浮转子径向偏转信息,间接得到航天器运动对磁悬浮转子径向转动作用力矩,进而求出航天器单轴姿态角速度和姿态角加速度。不同带宽下的仿真结果表明,本测量方法能同时检测出航天器单方向的姿态角速度和角加速度,并且满足高精度高带宽要求。     

航天器机动时DGMSCMG磁悬浮转子干扰补偿控制

双框架磁悬浮控制力矩陀螺（DGMSCMG）具有寿命长、综合效益好等突出优势,但航天器机动时,航天器及DGMSCMG内、外框架系统的转动均导致磁悬浮高速转子产生一定的耦合运动,影响磁悬浮转子系统的稳定性,同时使输出力矩精度下降,从而严重影响航天器姿态控制的精度。本文建立了基于DGMSCMG的航天器动力学模型,分析航天器、外框架、内框架、磁悬浮转子四者之间的动力学耦合关系。针对磁悬浮转子的非线性耦合干扰,提出一种基于复合控制的补偿方法,通过磁轴承产生相应的电磁力,对陀螺耦合力矩和惯性耦合力矩进行补偿控制。仿真结果表明,干扰补偿控制能有效抑制航天器及框架对磁悬浮转子的耦合干扰,也有效提高了磁悬浮转子系统的稳定性。     

面向资源约束航天器控制系统的故障检测研究

针对航天器控制系统的闭环特性和星载计算机存储空间和计算能力等资源受限的特点,研究基于互质分解技术和Youla参数化方法的故障检测方法.考虑航天器控制系统动力学方程和运动学方程,建立线性化系统模型,并给出状态空间表达形式;以状态观测器为基础,利用互质分解技术和Youla参数化方法分别研究控制信号和控制误差与残差的关系,进而给出只与控制信号和控制误差相关的残差设计方法;建立卫星闭环姿态控制系统仿真平台对算法进行仿真验证.仿真结果表明:由于在故障检测过程中避免了观测器的并行运行,因此所提方法在保证故障检测性能的前提下减少了计算量.     

以VSCMG为执行器的航天器姿态机动自适应动态滑模控制

针对刚体航天器姿态机动控制问题,结合变速控制力矩陀螺(VSCMG)执行器的特性,提出一种自适应动态滑模控制律,提高了姿态机动控制的扰动抑制能力和鲁棒性。此控制律采用自适应方法对扰动力矩进行估计,通过给出控制力矩变化率并对其积分得到控制力矩,以此削弱切换控制的抖振对控制力矩时间连续性的影响,从而改善系统的动态性能。仿真分析显示该控制律能够在扰动力矩作用下实现刚体航天器的快速姿态机动,并且有效减弱了滑模控制的抖振现象。     

应用变速控制力矩陀螺的航天器姿态机动最优路径规划

针对应用变速控制力矩陀螺VSCMG为姿态控制执行机构的微小卫星，提出了一种姿态机动最优路径规划方法。从冗余金字塔构型VSCMGs系统的姿态机动任务和考虑VSCMGs系统故障失效的姿态机动任务两类问题出发，综合考虑VSCMG在实际工程应用中的各种约束条件(框架角约束、框架角速度约束、转子转速约束和奇异度量约束等)以及充分发挥VSCMG的力矩输出优势，采用Gauss伪谱法规划了相应性能指标最优的姿态机动最优路径。仿真结果表明设计的应用VSCMG的航天器姿态机动最优路径规划算法能够满足提出的约束条件和最优路径规划策略，可以顺利完成航天器姿态机动任务。而且相比于传统的VSCMGs系统操纵律，设计的算法具有更高的实用性和有效性。     

融合注意力机制的航天器重建信号异常检测

针对航天器遥测数据异常检测时先验知识缺失、难以进行有监督条件下机器学习的问题,提出一种融合注意力机制的航天器信号智能异常检测算法。首先,通过注意力机制捕捉航天器遥测数据长距离特征,分析注意力关系矩阵为异常溯源提供指导。其次,采用堆叠自动编码器压缩数据维度并基于此重建输入信号,利用输入信号与重建信号间的残差获取误差重构序列。然后,基于窗口阈值法标记误差重构序列异常索引,实现航天器遥测信号异常检测。最后,通过多通道航天器遥测信号算例验证算法在提高航天器遥测信号异常检测性能与可解释能力的有效性。     

采用单框架控制力矩陀螺和动量轮的航天器姿态跟踪控制研究

研究利用单框架控制力矩陀螺(SGCMGs)和动量轮(MWs)组成的混合执行机构,完成航天器的姿态跟踪控制。由于现有的奇异避免操纵律无法保证SGCMGs的完全可控,而且无法精确地输出指令力矩,本文提出一种SGCMGs & MWs的混合执行机构方案。首先建立了带有混合执行机构的系统动力学模型,并基于此模型设计了姿态跟踪控制律。然后利用奇异值分解的方法将指令控制力矩进行分解,并分别分配给SGCMGs和MWs,从而当SGCMGs接近奇异时,使MWs输出沿奇异方向的指令力矩。在完成指令力矩分配后再分别设计SGCMGs和MWs的操纵律。数值仿真结果表明,利用此混合执行机构能够实现力矩的准确输出,并且SGCMGs在奇异时仍然可控,从而验证了所设计操纵律的有效性及此方案的可行性。
     

应用变速控制力矩陀螺的卫星姿态机动的非线性控制

研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。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。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。     

基于观测器的航天器执行机构失效故障重构

针对刚体航天器在轨运行时存在执行机构失效故障和外部干扰问题,提出了一种基于观测器的故障检测与重构方法。该方法运用迭代学习技术,利用上一步的执行机构故障观测信息来估计当前的故障信息,并最终实现故障的精确重构。此外基于Lyapunov方法从理论上证明了此故障诊断方法能够实时、在线地实现对常值、时变甚至随机型的执行机构失效故障的重构,并且对外干扰力矩具有一定的鲁棒性。最后,仿真结果验证了该方法的有效性。
     

基于奇异值分解的冗余惯导系统故障诊断

为了验证奇异值分解法（SVD）存冗余惯性组件系统故障诊断中的实用性，进行了一系列的研究。以沿正十二面体对称侧面配置的六陀螺冗余惯件组件为平台，对2种基于奇异值分解的故障诊断方法进行了相心的实验，分析了不同类型故障下的故障诊断效果及其原因。实验结果证明了方法在实际应用中的有效性，2种疗法均可以正确的诊断出故障。奇异值分解法中的方法2不仅可以检测一个陀螺的故障，还可以检测2个陀螺同时发生故障的情况，有更广泛的实用价值。     

过驱动航天器飞轮故障重构与姿态容错控制

针对四反作用飞轮配置的刚体航天器执行机构故障以及外部干扰等问题,提出一种姿态容错控制分配算法。该方法通过设计滑模观测器,实现在有限时间内对执行机构故障与外部干扰的精确重构;特别地,应用Lyapunov稳定性理论证明了所设计的控制器能够在有限时间内实现对闭环姿态的全局渐近稳定控制,且该控制策略可实现对反作用飞轮故障与外部干扰的鲁棒性。此外,采用计算量较小的基序最优控制分配方法快速实现了期望控制力矩到四反作用飞轮指令控制力矩分配。最后,针对某型号航天器以及各种反作用飞轮故障进行数值仿真,仿真结果表明所设计过驱动航天器飞轮故障重构与姿态容错控制方法能够在线、及时、精准地完成故障重构与控制分配。     

航天器环境干扰力矩的闭环辨识与补偿

研究引入干扰力矩辨识的方法提高三轴稳定航天器在稳态运行期间的高精度指向控制问题.基于航天器的稳态输出数据和系统传递函数,对环境干扰力矩的完整模型进行闭环辨识.其中采用改进的特征系统实现相关算法和多元线性回归法辨识环境干扰力矩的模型参数,最后使用前馈控制对所辨识的环境干扰力矩实现在线补偿.分析和仿真结果表明,该方案能有效地克服不确定的环境干扰力矩对姿态稳定度的影响,提高在轨运行航天器的姿态稳定精度.     

国外航天器在轨故障模式统计与分析

统计与分析航天器在轨运行的故障模式,了解故障发生原因及规律,对航天器总体设计和降低在轨运行的风险具有重要意义。本文对1993-2012年期间国外300多次航天器在轨故障情况进行整理,通过统计分析,发现结构机构、控制、电源以及推进分系统在轨故障的比例较高,并归纳出了这些分系统出现故障的原因和类型。最后,给出了有针对性的故障防护措施建议。     

再入航天器的神经网络自适应控制

对于再入航天器来说 ,可恢复故障通常会导致总体控制权限的降低。本文将伪控制限制方法和神经网络自适应控制运用到再入航天器的制导与控制中。利用两个控制回路来实现控制目标。其中 ,外回路适用于力的扰动 ,而内回路适用于力矩的扰动。限制外回路以阻止对内回路动态特性的调整。在达到控制极限时 ,伪控制限制也可进行自适应调整。另外 ,本文还通过加入加速度计反馈元件以提高系统的性能     

不平衡振动自适应滤波控制研究

研究衰减卫星姿态抖动的控制方法。以星载磁悬浮变速控制力矩陀螺为对象,考虑转子动、静不平衡特性建立动力学模型。选取在定义的转子准几何体坐标系中列写动力学方程,使得能够充分利用磁间隙的小角度背景,设计磁轴承径向指令控制力;在忽略高阶小量下给出的转子动静不平衡描述,能够清楚地给出不平衡带来的干扰力和力矩以及在测量信号中所具有的形式。基于上述分析,给出归一化最小均方算法的自适应噪声滤波器,并得出经过滤波后,测量量中将主要是惯量主轴的位置信息;将其作为带有高、低通滤波的分散PD加比例交叉控制器的输入,能够达到衰减高速转子不平衡振动引起的星体姿态抖动的目的。建立仿真模型,分转子速率恒定和可变两种情况,进行了仿真检验,均达到了振动衰减的目的。     

改进SO优化KELM的液体火箭发动机故障检测

提出了一种ISO-KELM的液体火箭发动机故障检测模型。首先引入Tent混沌映射、动态策略和柯西变异3种方法对原算法进行改进。然后，采用改进后的蛇优化算法(ISO)对核极限学习机(KELM)惩罚因子和核函数参数进行寻优，构建了ISO-KELM液体火箭发动机故障检测模型。最后选取包含5种典型故障模式的某液体火箭发动机历史试车数据进行仿真。结果表明，ISO-KELM模型的故障检测准确率为95.2%,高于SO-KELM故障检测模型和传统BP神经网络故障检测模型，可有效检测火箭发动机的故障状态。同时也表明了ISO相比于SO,收敛速度更快，寻优精度更高。     

航天器空间环境干扰力矩分析与仿真研究

针对航天器在轨运行时所受到的空间环境干扰力矩进行建模分析,并通过实时解算和矢量叠加的方式进行仿真研究,尤其对太阳光压力矩与大气阻力力矩的建模与仿真提出了新的方法,该方法通过建立光照面与迎风面的判断准则,准确地对太阳光压力矩与大气阻力力矩进行了估计。对各种空间环境干扰力矩的精确建模与仿真为航天器精确姿态控制设计及系统姿态控制方案和控制执行机构的选取提供了依据,文中提出的方法简单易用,工程实现性强,为未来的工程应用提供了一定的理论依据。     

基于回归分析的航天器异常检测方法

针对某在轨航天器电源温控系统典型故障案例,提出基于Pearson相关系数回归分析的航天器多元遥测数据异常检测方法.首先,对相关遥测数据进行特征提取;其次,对正常状态下的遥测数据进行拟合建模,并用该模型检测后续遥测数据;最后,采用基于Pearson相关系数的回归分析方法对实测数据进行仿真分析.结果表明,针对航天器首次发生...     

基于支持向量机的冗余陀螺故障诊断方法

为了弥补最优奇偶向量法在冗余陀螺故障诊断中存在的不足,提出了基于支持向量机的故障诊断方法.在最优奇偶向量法的基础上,将冗余陀螺测量单元中所有陀螺的奇偶残差看做整体,作为多故障支持向量分类机进行训练数据,并从训练数据预处理、核函数选择和参数寻优等方面进行了研究.将训练后的支持向量分类机用于对九陀螺冗余测量单元的故障诊断试验,试验结果表明,该方法具有良好的故障识别率、较低的漏检率和虚警率.     

航天器组合体能量平衡分析系统设计及应用

针对航天器组合体的任务特点,提出了适用于组合体飞行、电源系统并网运行的能量平衡分析方法,并在此基础上设计了能量平衡分析系统。该系统包括能量平衡分析及实时监控两个模块,其中:能量平衡分析模块通过遮挡计算输出精确的太阳电池阵发电能力,利用实时负载状态及飞行程序计算航天器负载变化,并内嵌有应对长期在轨运行电源系统性能衰降问题的用户数据交互界面,同时考虑并网功率以及电源系统正常、故障多种工作模式,保证能量平衡计算精确度;实时监控模块将航天器在轨运行实时下传数据与理论分析值同步显示,可读性高,便于及时发现问题。文章设计的系统应用于2次交会对接飞行控制任务中,其计算效率高,精度高,为电源系统使用规划提供了理论基础。