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。     

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。     

四元数反馈控制技术研究

弹道导弹、运载火箭在飞行过程中经常会出现三通道大范围调姿的情况,如果用传统的姿态角控制方案,当3个欧拉角中的第2个欧拉角出现过90°的情况时,欧拉角计算出现奇异.本文针对采用捷联惯性测量组合作为敏感器件的弹道导弹、运载火箭提出了四元数控制方案,即采用初始四元数q0袁征初始姿态、终端四元数q1表征终端姿态,实时计算调姿程序四元数qcx以及姿控系统控制量四元数△q(k)的方法,可避免姿态角计算奇异问题,且姿态过程优化.数学仿真证明了该方案的正确性和可行性.     

柔性航天器姿控执行机构微振动集中隔离与分散隔离对比研究

姿控执行机构高速旋转诱发的微振动会降低柔性航天器姿态稳定度。为实现高稳指向,文章研究了姿控执行机构的集中隔振与分散隔振技术。首先建立包含隔振器的柔性航天器姿态动力学模型;然后仿真研究航天器在作大角度机动和稳定控制两种工况下,姿控执行机构的两种隔振方案的性能,并进行了对比分析。研究结果表明:航天器进行大角度机动时,对于高刚度隔振器,两种隔振均具有稳定性,并且指向控制性能相似;对于低刚度隔振器,集中隔振较分散隔振容易失稳;在稳定控制工况下,对于高刚度隔振器和低刚度隔振器,两种隔振性能基本一致。     

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。     

高超声速飞行器Terminal滑模控制系统设计

针对高超声速飞行器模型的强非线性、快时变、强耦合和强不确定性,提出了基于动态逆和Terminal滑模控制的制导/姿控一体化设计方法.该方法将动态逆控制的非线性解耦能力与Terminal滑模控制的强鲁棒性有机结合,实现了模型的反馈线性化和多通道解耦,保证高超声速飞行器在存在参数不确定性和外界干扰的条件下实现稳定飞行.仿真结果表明该控制方法对高超声速飞行器是可行的.     

拦截器模糊姿态控制律研究

针对带有姿控发动机、在大气层外飞行的拦截器,提出了一种模糊姿态控制律。根据姿控发动机布局,给出了发动机开关逻辑表,考虑到姿控机构具有多级控制能力,基于模糊控制的思想,设计了发动机开启方向和数量的切换策略。随后,利用相平面方法分析了该控制律和PD控制律的相似之处,并指出了前者的优越性。最后,对该控制律的控制效果进行了数字仿真。仿真结果表明,该控制律具有抗干扰、动态品质优良、稳态精度高的特点。     

基于跟踪微分器的姿控喷管故障检测

针对航天飞行器姿控喷管故障的检测问题，提出了一种基于跟踪微分器(TD)的故障检测方法。该方法在考虑测量噪声、安装误差、转动惯量误差、姿控喷管特性、质心偏移等因素的基础上，设计了带低通滤波器的跟踪微分器，用来估计姿控喷管的输出力矩，并根据上述对象的实际偏差设计了无故障时估计力矩随指令力矩变化的力矩包络，即在无故障时估计力矩不会超出包络，通过检测估计力矩是否超出包络来判断是否发生故障。通过数学仿真，表明该方法能有效检测航天飞行器姿控喷管的故障，检测成功率高并且几乎没有误检。     

一种多星分离的姿控联合仿真方法

现阶段仅依据多体动力学,难以准确分析和评估多星分离时含调姿过程的近远场分离过程。因此针对一箭多星任务的分离安全性设计需求,提出了一种姿控联合仿真方法,实现了近远场分离的实时调姿仿真。计算结果表明,该方法与专业弹道软件相比,计算误差不超过5%。同时为了进一步研究结构参数、动力学参数和调姿算法等变量对分离方案的影响,结合拉丁超立方采样和蒙特卡罗打靶法,优化了采样空间,从而可以快速分析变量偏差、采样方式对不同分离工况的影响,进而准确判定分离方案的安全性。该方法实现了参数的自动化设置,可有效提高仿真效率,能为一箭多星发射任务的快速论证及分离安全性设计需求提供有力支撑。     

末修姿控系统极性检测仪设计

为满足末修姿控动力系统与控制系统一致性和协调性检测而研制的末修姿控系统极性检测仪,能实时检测并显示末修姿控动力系统根据控制系统发出的控制指令按时序动作的情况,从而为控制系统提供可靠的判断数据,确保了末修姿控动力系统的正常工作。末修姿控系统极性检测仪使用方便,操作界面简单,可自动记录、保存检测数据,并可离线浏览、打印,自动化程度高;同时仪器内部嵌入控制信号模拟线路,可自动进行模拟自检测试,从而提高工作效率,减少设备投入,其便携式、小型化设计更适应了机动、灵活的使用需求。     

FY—1C卫星姿态控制系统

针对FY－1C卫星姿态控制系统，给出了系统方案、系统设计、系统特点和飞行试验的结果；对一些新的技术设计和新颖特殊的方案特点，从理论分析和技术实现给出了设计思路和工程实现的方法；分析了FY－1C卫星姿态控制系统在轨运行的结果；对长寿命、低成本和稳定连续运行的工程实现进行了研究；给出了FY－1C卫星姿态控制系统的水平能力和应用发展方向。     

大气层内动能拦截弹脉冲矢量发动机点火控制算法研究

基于脉冲矢量发动机的工作特点，提出了在飞行末端分段设计跟踪过程控制力的方法，其中过渡段利用最优控制以使所消耗的发动机数量最小，并引入神经网络以保证工作的实时性。在飞行初段，提出用直接力来对弹道进行调姿以减小中制导段需用过载的方案，并利用最优控制的方法设计了直接力作用方案。点火控制算法基于极坐标的形式，该法可充分利用脉冲矢量发动机，且可灵活控制直接力的指向。仿真表明，所提方法可以最小的代价跟踪上外界输入，具有较高的工程应用价值。     

小型固体运载火箭运载能力分析

针对控制系统,采用姿控发动机和格栅舵的小型多级固体运载火箭开展了运载能力分析研究.给出了运载火箭飞行方案,提出了一种飞行程序角的工程设计方法.给出了姿控发动机工作模型,建立了六自由度弹道计算和优化模型,采用混合进化算法进行弹道优化,并给出了仿真算例.仿真计算及分析表明,小型多级固体运载火箭满足发射小卫星的运载能力要求,姿控发动机推进剂分配方案合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据.     

CZ-4A运载火箭姿态控制系统设计与飞行试验

本文介绍长征四号A(CZ-4A)运载火箭姿态控制系统,内容包括: a 姿态控制系统方案和组成; b 数字控制系统设计采用的数学方法; c 数字自动驾驶仪的设计; d 箭上计算机调零; e 姿态控制伺服系统; f 首发CZ-4A运载火箭控制系统飞行结果。在CZ-4A运载火箭姿态控制系统方案中,数字式自动驾驶仪,双向摇摆发动机伺服系统和计算机调零方案均是国内首次使用,由于这些新技术的采用,使CZ-4A控制系统具有高的精度,大的适应能力,是大型运载火箭姿态控制系统中较好的方案。     

高适应能力单相流体回路控温特性实验研究

未来新型卫星平台由于飞行任务的需要,不仅可能面临姿态大范围变化导致的外热流大幅度改变,而且内部热负荷也可能同时发生大范围变化,这两点因素都要求热控系统具有更强的适应能力。而传统的以被动热控为主、电加热为辅的热设计受制于各种资源的限制,适应能力具有明显的不足。鉴于此,文章针对六面体构型卫星,提出一种具有高适应能力的单相流体回路方案,并据此研制出地面原理样机试验台,对系统的关键性能温控特性进行了地面试验。整个瞬态实验过程中控温精度一般都在±0.5℃以内,最大波动也基本不超过±1℃。     

基于鲁棒状态观测器的运载火箭姿态控制系统设计

考虑弹性振动和液体晃动,采用鲁棒观测器设计了运载火箭的姿态控制系统。将姿态角测量结果中弹性振动的影响视为外界干扰,利用状态观测器的低通滤波特性实现对高频弹性信号的衰减,同时状态观测器替代速率陀螺估计得到姿态角速度,以姿态角和角速度信号为输入,采用扭曲二阶滑模控制方法设计了姿态控制律,并从理论上对该控制律稳定液体晃动和弹性振动的原理进行了证明,对观测器变换矩阵的选择进行分析。数值仿真表明,在参数摄动和干扰的影响下,所提出的变结构控制律能够有效的跟踪控制指令,稳定系统姿态,具有较强的鲁棒性,同时鲁棒状态观测器能够准确的估计出角速度信息。     

月球着陆器最终下降段的制导与控制方法研究

对月球着陆器从约100m到30m之间高度的最终下降段的制导与控制方法进行了研究。提出了一种保证推力有界的简单制导方案,并从理论上严格证明了制导与姿态控制系统的几乎全局渐近稳定的性质。本文的创新之处在于：设计了嵌套饱和函数形式的特殊制导律,该制导律不仅满足主推力有界和可以防止姿态控制中的奇异问题,而且具有形式更为简单和调节着陆器的最大允许偏斜角等优点;得益于制导律的嵌套饱和函数形式,证明了目标角速度的全局有界性质,从而可以获得姿态子系统相对于制导子系统的分离性质。     

载人月面着陆地形障碍探测与规避方案研究

月面地形障碍是影响载人着陆安全的关键因素之一,可能引起着陆器倾斜、结构损坏甚至倾覆。载人月面着陆除在总体任务规划时要选取平坦安全的着陆区外,还要进行实时在线的地形探测和障碍规避。文章对“阿波罗”计划和“星座”计划中的月面着陆飞行方案和飞行器进行调研,分析了载人月面着陆避障的任务要求和技术特点;结合着陆飞行任务,提出考虑避障的飞行方案,分为高速运动中的粗避障和接近悬停后的精避障两个阶段;考虑月面着陆飞行状态以及光照、月尘等外部环境,设计载人月面着陆时由激光高度计、多普勒激光雷达以及闪光激光雷达组成避障敏感器系统;提出载人避障机动方案,采用接近段中制导目标调整、机动段六自由度控制以及缓速下降段滚动姿态机动等方法,并引入了航天员目测以检查月面地形障碍、选择月面着陆点以及手控进行终端避障机动控制。     

考虑伺服回路动态的飞行器攻角鲁棒控制技术

为增强飞行器姿控回路与伺服回路的协调匹配性,提升整个姿态控制系统的综合性能,在考虑飞行器伺服回路动态特性的基础上研究其姿态控制方法。以俯仰通道为例,基于多鲁棒面控制和动态面控制理论,提出一种考虑伺服回路动态特性的攻角鲁棒控制方法,有效解决了回路之间的协调控制问题。计算机仿真结果表明:相比于未考虑伺服回路动态特性的攻角控制方案,该控制方案的攻角跟踪效果更好,飞行器姿控外回路和伺服内回路协调匹配性得到提升,且该方案确保了攻角控制系统具备更优越的综合性能指标。研究成果可重点应用于具有高动态和轻质化需求的飞行器姿态控制领域。     

长征运载火箭飞行控制技术的发展

介绍了新一代长征运载火箭(LMLVs)的型谱，并从四个方面对运载火箭控制系统的发展进行了综述。制导技术从开环制导发展到迭代制导，并针对大推力直接入轨和终端姿态约束要求，进一步发展了迭代制导算法，入轨精度大幅提升；姿态控制仍以PID技术为基础，采用空间模态和等效摆角的建模方法解决助推飞行段多个舱段发动机联合摇摆问题，结合自抗扰技术(ARDC)进行主动减载控制；自载人航天工程起开展系统性的可靠性设计研究，逐渐形成了以设备冗余、算法容错和系统在线重构等为特点的技术体系，促进了长征火箭控制系统可靠性的整体提升；电子系统从分立的集中式体系架构，发展为集成化的分布式数字控制系统。针对当前飞行控制技术的研究热点，本文最后总结了长征运载火箭在这方面的最新实践与发展趋势。