改进联邦滤波器在小卫星姿态确定中的应用

采用微小卫星姿态运动学、动力学方程,以磁强计／太阳敏感器为姿态敏感器进行姿态确定,研究了一种基于融合反馈的改进联邦滤波算法,提出了一种基于观测新息修改的信息分配原则。给出了由四元数描述卫星姿态的误差状态方程,并对观测矢量进行推导,获得了基于角速度的观测方程,丰富了观测模型。仿真结果表明：基于角速度观测方程的引入,增强了观测信息的利用率,进而提高了姿态确定的精度,降低了计算量,保证了可靠性。     

利用修正罗德里格参数进行飞行器姿态估计

给出了一种利用修正罗德里格参数（Modified Rodrigues Parameters）进行姿态估计的算法。该算法用于利用矢量观测的无陀螺姿态和姿态角速度的确定，采用切换方法处理了修正罗德里格参数的奇异性问题，修正罗德里格参数的误差定义为从估计姿态到真实姿态的旋转，根据姿态误差运动方程，用扩展卡尔曼滤波方法设计了姿态和姿态角速度估计器，用数值算例验证了算法的可行性。     

利用Singer模型的无陀螺姿态和角速度估计

 给出了一种利用Singer跟踪模型的扩展卡尔曼滤波器 (ExtendedKalmanFilter) ,用于无陀螺姿态和姿态角速度估计。在滤波器中 ,姿态和姿态误差分别由姿态四元数和误差四元数表示 ,而姿态角加速度由一阶Markov过程描述 ,从而避免采用姿态动力学模型。利用数值仿真计算验证了滤波器的性能。在所有的仿真过程 ,滤波器显示出快速收敛能力。稳态估计误差主要由测量更新频率和精度决定。     

月球探测器姿态大角度机动的反作用轮控制

研究了月球探测器转速与控制力矩受限的姿态大角度机动问题。根据时间变尺度思想，提出了双回路反馈的姿态大角度机动控制方法。以某型月球控测器为例，对该方法进行了仿真验证。结果表明，利用该控制方法，可使探测器以期望的角速度转动，从而完成探测器的姿态大角度机动。     

存在物理约束的时变转动惯量航天器姿态控制

对存在角速度和控制输入有界的快速机动航天器姿态控制问题，设计了一种自适应双环姿态跟踪控制器。将虚拟有界角速度作为运动学方程的虚拟控制输入，使姿态控制问题降阶为角速度跟踪问题；构建递归自适应算法估计时变转动惯量及其微分，并基于障碍李亚普诺夫函数和线性回归算子，设计了角速度跟踪误差有界的变增益自适应姿态控制器。结果表明：该控制策略能使抓捕非合作目标航天器的姿态呈指数收敛到期望轨迹，且收敛轨迹不受外部干扰和抓捕瞬间的强干扰影响；在整个控制过程中，航天器的角速度小于0.4 rad/s，控制力矩小于10 N·m，满足了航天器对角速度和控制输入有界的物理限制。     

基于反步法的挠性航天器姿态镇定

利用反步法研究了一类挠性航天器的姿态镇定问题,提出一种基于模态观测器的反步控制设计方案.首先,构造挠性模态观测器对挠性模态变量及其变化率进行观测;其次,将角速度看成虚拟控制器,设计虚拟角速度镇定运动学模型与挠性模态变量组成的子系统;最后,利用反步法设计了一种非线性控制器使得角速度能够跟踪虚拟角速度,从而实现姿态镇定的目...     

涡轮螺旋桨飞机的进动效应分析

从转子动力学的角度，分析了涡轮螺旋桨飞机螺旋桨和发动机转子进动效应对飞机飞行姿态和操纵品质的影响。阐述了螺旋桨和发动机转子转动惯量的计算方法、由进动产生的附加力矩或角速度的计算方法。     

星敏感器安装误差标定技术研究

星敏感器是一类具有自主高精度姿态测量能力的仪器,输出姿态精度可达到角秒级。但实际组合导航应用中,星敏感器安装误差往往可达角分级,远远大于仪器本身误差,影响其使用品质,因此有必要在使用前对星敏感器安装误差进行建模标定。研究发现,星敏感器安装误差与惯导姿态误差存在耦合关系,难于分离。设计了一种快速标定方法,利用惯导输出姿态、位置信息以及星敏感器姿态输出构造观测量,建立卡尔曼滤波模型,通过滤波估计实现安装误差的地面标定。仿真结果表明,载体需要进行2个轴向上的机动才能将星敏感器三轴安装误差估计出来。相较于依靠外部基准姿态进行标定的方案,本方法具有快速高效、可操作性强等优点。     

引入姿态误差的中继跟踪预报

航天器的姿态控制误差是客观存在的,由于中继终端跟踪能力有限,在某些情况下,姿态误差会导致跟踪中断,从而造成测控资源的浪费并影响正常执行任务。针对姿态控制误差影响中继跟踪的问题,通过对简化姿态旋转矩阵求导,推导出姿态误差与中继终端框架角和角速度的转换关系,得到引入姿态误差的中继终端跟踪预报模型。利用该模型对某航天器中继跟踪情况进行仿真计算,表明：考虑姿态误差情况下,中继跟踪弧段比无扰动情况要短一些,跟踪时间减少的时段发生在天线方位轴与航天器到中继星连线的夹角较小的时候。     

星敏感器低频误差与陀螺漂移离线校正方法

获取高精度事后姿态数据是提高遥感平台成像质量的必要条件之一,离线处理可有效降低敏感器测量误差,从而获得更高的姿态确定精度。基于滤波的校正方法中,星敏感器低频误差(LFE)与陀螺漂移将产生耦合影响导致校正精度低,本文针对该问题推导了耦合误差的数学模型,并设计了一种两步双向平滑事后处理算法,将陀螺漂移与低频误差分两步校正,通过反复滤波剥离陀螺漂移与低频误差。同时,针对低频误差参数收敛速度慢、噪声参数调节困难的问题,利用一种基于极大似然估计(MLE)的固定窗口自适应双向滤波算法进行处理以获得更好的噪声估计,提高了收敛速度和收敛精度。文中仿真工况下,离线姿态确定精度可达到0.8″(3σ),低频误差参数完全收敛时间不超过4个轨道周期。     

Simultaneous spacecraft attitude and orbit estimation using magnetic field vector measurements

Based on magnetometer measurements only, three-axis attitude, rate, and orbit estimation are successfully achieved. A single Augmented Dynamics Extended Kalman Filter (ADEKF) is configured by combining the spacecraft nonlinear attitude dynamics and quaternion kinematics with orbital mechanics. The filter design is adopted for three-axis stabilized spacecraft in low Earth orbits where the aerodynamic drag is the dominant source of disturbances in addition to the spacecraft magnetic residuals. To reduce the computational burden, another Interlaced Extended Kalman Filter (IEKF) is developed to uncouple the attitude/rate from the orbit dynamics. Both filters are implemented using the magnetometer measurements and their corresponding time derivatives. As a part of EgyptSat-1 flight scenario, detumbling and standby modes are used for performance testing of the ADEKF. The concept of local observability is applied to the basic filter and the stability is investigated by incorporating extensive Monte Carlo simulations with uniformly distributed initial conditions. The filter shows the capability of estimating the attitude better than 5 deg and rate of order 0.03 deg/s in each axis. In orbit estimation, the filter is capable of estimating the position with accuracy less than 8 km and velocity upto 5 m/s in each axis.     

在轨服务的相对运动耦合动力学建模与分析

研究在轨服务航天器逼近与捕获目标航天器的相对轨道姿态耦合动力学建模问题。考虑航天器姿态与对接位置的运动耦合,建立目标运行在任意轨道下的相对轨道姿态耦合动力学模型,并对模型中的运动耦合进行深入分析。设计一种非线性的输出反馈姿态控制律,将建立耦合动力学模型与CW方程进行仿真比较,验证轨道与姿态的运动耦合对两航天器对接点之间相对位置的运动影响。     

在轨服务航天器对目标的相对位置和姿态耦合控制

研究在轨服务航天器自主逼近与捕获目标航天器过程中的相对位置和姿态耦合动力学与控制问题.考虑控制输入耦合,建立服务航天器对目标航天器的相对位置和姿态一体化耦合动力学模型.基于此耦合动力学模型,考虑相对位置跟踪中的控制指令耦合和控制输出受限,利用反馈线性化理论,设计相对位置和姿态一体化耦合控制算法.并利用李雅普洛夫理论证明...     

考虑输入饱和的航天器相对运动鲁棒自适应控制

 研究了在输入饱和约束条件下的航天器相对运动的姿态和轨道一体化控制问题。首先,基于单位对偶四元数给出了航天器6自由度相对运动的数学模型,利用误差对偶四元数来描述航天器的相对姿态和相对位置。接着,针对输入饱和问题,提出了一种对航天器模型参数不确定性和外部有界干扰具有较强鲁棒性的自适应控制器,并通过李雅普诺夫方法从理论上严格证明了整个闭环系统的全局渐近稳定性。最后,通过数值仿真来验证设计方法的有效性和可行性,并且与其他方法进行了比较,结果表明设计的方法能够抑制输入饱和的问题,在性能上具有更快的收敛速度和更强的鲁棒性。     

非合作航天器姿态接管无辨识预设性能控制

在对非合作航天器进行姿态接管控制时,可能面对目标航天器参数未知、构型改变引起的不确定性及目标施加的非合作控制输入等挑战。针对上述问题提出了一种基于预设性能控制理论的非合作航天器姿态接管控制方法。首先,建立了姿态跟踪运动的非奇异拉格朗日型模型;然后,利用跟踪微分器构造不包含角速度信息的广义状态量,设计无需参数辨识的非奇异预设性能控制器,并证明了系统状态变量的有界性和控制系统在预设的性能指标以内。最后,通过数值仿真验证了所提出方法的有效性及其对时变参数不确定性和非合作控制输入的鲁棒性。     

Autonomous attitude coordinated control for spacecraft formation with input constraint,model uncertainties,and external disturbances

To synchronize the attitude of a spacecraft formation flying system, three novel autonomous control schemes are proposed to deal with the issue in this paper. The first one is an ideal autonomous attitude coordinated controller, which is applied to address the case with certain models and no disturbance. The second one is a robust adaptive attitude coordinated controller, which aims to tackle the case with external disturbances and model uncertainties. The last one is a filtered robust adaptive attitude coordinated controller, which is used to overcome the case with input con- straint, model uncertainties, and external disturbances. The above three controllers do not need any external tracking signal and only require angular velocity and relative orientation between a spacecraft and its neighbors. Besides, the relative information is represented in the body frame of each spacecraft. The controllers are proved to be able to result in asymptotical stability almost everywhere. Numerical simulation results show that the proposed three approaches are effective for attitude coordination in a spacecraft formation flying system.     

Coordinated Multiple Spacecraft Attitude Control with Communication Time Delays and Uncertainties

In this paper, we consider the coordinated attitude control problem of spacecraft formation with communication delays, model and disturbance uncertainties, and propose novel synchronized control schemes. Since the attitude motion is essential in non-Euclidean space, thus, unlike the existing designs which describe the delayed relative attitude via linear algorithm, we treat the attitude error and the local relative attitude on the nonlinear manifold-Lie group, and attempt to obtain coupling attitude information by the natural quaternion multiplication. Our main focus is to address two problems:1) Propose a coordinated attitude controller to achieve the synchronized attitude maneuver, i.e., synchronize multiple spacecraft attitudes and track a time-varying desired attitude; 2) With known model information, we achieve the synchronized attitude maneuver with disturbances under angular velocity constraints. Especially, if the formation does not have any uncertainties, the designer can simply set the controller via an appropriate choice of control gains to avoid system actuator saturation. Our controllers are proposed based on the Lyapunov-Krasovskii method and simulation of a spacecraft formation is conducted to demonstrate the effectiveness of theoretical results.     

无速度反馈的航天器姿轨耦合跟踪控制

提出了一种无速度反馈的航天器姿轨耦合跟踪控制算法。首先建立起基于对偶四元数的带扰动和参数不确定性的航天器姿轨耦合动力学模型。然后基于浸入与不变流形理论设计了速度观测器,通过增益注入对非线性项抑制,从而同时估计角速度和线速度。利用李雅普诺夫函数分析了观测器状态量的收敛性以及注入增益的有界性,证明了该观测器的指数稳定性。最后设计了一个比例-微分（PD）位置与姿态跟踪控制器,该控制器可以实现航天器的任意姿态与位置跟踪,分析了这种观测-控制结构的闭环系统渐近稳定性。仿真验证了该速度观测器和控制器的有效性以及对于参数不确定性和测量噪声具有较好的鲁棒性。     

太阳帆航天器被动姿态控制研究

针对由有效载荷、太阳帆和4个控制叶片所组成的太阳帆航天器系统,从物理模型出发,利用欧拉方程建立了姿态动力学模型,并通过数值仿真对太阳帆航天器基于控制叶片的对日定向性能进行了研究。研究结果表明,在行星际飞行中太阳帆航天器可以通过使控制叶片保持偏置来保持姿态稳定。     

挠性航天器的退步直接自适应姿态跟踪控制

针对参数不确定的挠性航天器姿态跟踪控制问题,提出了一种退步直接自适应控制算法。首先验证了挠性航天器动力学子系统的近似严格正实性,并设计了具有理想控制性能的参考模型;然后对以姿态四元数描述的运动学子系统设计常系数输出反馈中间控制律,使航天器姿态四元数输出渐近跟踪参考模型输出;最后退一步,对具有参数不确定特性的动力学子系统,基于非线性直接自适应控制理论和Lyapunov稳定性理论,设计了退步直接自适应姿态跟踪控制器,并证明了闭环系统的稳定性。仿真结果表明,所提控制方法能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的。