空间站姿态控制的一种新算法

以四元数作为定位参数对空间站进行姿态控制。首先给出了以四元数表示的系统动力学西式其次提出了非线性三轴姿态控制方法,该方法是以四元数作为反馈量,控制力矩陀螺作为执行元件,利用李亚普诺夫函数对非线性系统进行控制,为大型航天器的姿态控制开辟了新的途径;最后以一空间粘为例进行了姿态控制仿真计算,从而说明以四元数为定位参数的空间站姿态控制方法具有计算速度快、计算精度高等优点。     

误差四元数及其在航天器姿态控制中的应用

以四元数作为定位参数对航天器进行姿态控制。首先导出了误差四元数矢量,从而解决了航天器姿态控制中最终姿态表示的非单值性问题;其次,通过一个典型例子提出了非线性三轴姿态控制方法,该方法以误差四元数作为反馈量,以控制力矩陀螺作为执行元件,利用李亚普诺夫函数对非线性系统进行控制,为大型航天器的姿态控制开辟了新的途径;最后,给出了仿真结果,从而说明了以误差四元数作为定位参数的航天器姿态控制法具有计算速度快、计算精度高等优点。     

航天器姿态控制系统的退步控制设计方法

研究了航天器的姿态控制问题.考虑了飞轮作为执行机构的姿态动力学模型,应用退步控制理论设计了姿态控制算法.该算法克服了飞轮的电机滞后带来的影响,保证了姿态控制系统对指令信号的跟随.对所设计的控制律进行了数值仿真.仿真结果说明了所设计的控制律的有效性.     

刚体飞行器大角度机动的反馈非线性化控制

研究了刚体飞行器大角度的姿态控制问题,采用四元数描述刚体姿态,建立了刚体姿态运动的数学模型。基于反馈非线性化技术,通过构造李雅普诺夫函数推导出标量增益的线性控制律和矩阵增益的非线性控制律。两种控制律不需要知道系统参数,对模型误差具有鲁棒性。理论分析和仿真结果表明,所求控制律对闭环系统具有全局渐近稳定性。     

大载荷摆动情况下飞行器姿态控制研究(英文)

天文观测卫星的主敏感器安装在一个具有二自由度、并直接与卫星平台相连的万向支架上。因敏感器的质量和长度不能忽略,故卫星姿态及其质心位置、转动惯量等结构参数将因敏感器与卫星间的角运动而发生改变,因此大载荷摆动情况下的飞行器姿态控制是本文研究的重点。本文根据动量矩定理推导出了存在内部相对运动的二刚体动力学模型,卫星系统的转动惯量将由该模型确定。由卫星的当前及其期望姿态四元数,构建出描述卫星姿态偏差的拟欧拉角;对拟欧拉角进行规范化处理,以保证三通道所对应的拟欧拉角分量分别由控制力矩的3个分量所控制。之后,提出了基于拟欧拉角的姿态开关控制律,该控制律可保证三通道所对应的相轨迹可沿开关线滑向坐标原点(其期望状态)。仿真结果表明,即使是在结构不对称和三通道严重耦合的情况下,该控制律也能保证卫星姿态可以得到较好的控制。     

航天器快速绕飞姿控脉宽调制研究

针对航天器快速绕飞姿态控制和脉宽调制,提出了脉宽调制指令算法,结合航天器转动惯量、期望状态、控制力矩等进行了姿态控制可行性分析。基于误差四元数的姿态滑模控制,结合不同的控制力矩和脉宽调制档次,采用姿态角误差分析了脉宽调制、控制力矩、姿控精度的关系。通过数值仿真,验证了脉宽调制控制指令的有效性和姿态控制应用的可行性。     

四元数的核心矩阵及其在航天器姿态控制中的应用

 基于旋转群代数,以航天器姿态控制研究为背景,提出了四元数的核心矩阵的概念。以此为中心,首先导出了核心矩阵本身、逆、行列式及其导数的若干关系式,然后应用核心矩阵得到了四元数姿态误差及其运动学关系的非常简洁的表示形式,最后利用核心矩阵证明了用缩减四元数为广义坐标和以常规 Euler角为广义坐标对描述航天器姿态动力学的等效性。研究结果可应用于航天器的快速、大角度和三维姿态机动控制     

基于对偶四元数的航天器相对位置和姿态耦合控制

针对交会对接、在轨服务等航天任务中存在的轨道和姿态动力学耦合问题,突破传统的轨道姿态分而治之模式,利用对偶四元数建立了相对位置和姿态的一体化耦合动力学模型,并分析了模型中存在的轨道和姿态耦合影响.针对此强耦合、非线性系统,基于对偶四元数的李群结构设计了误差PD（Proportional Derivative,比例微分）控制律,采用Lyapunov（李雅普诺夫）方法分析了控制系统的稳定性,并指出其相比传统的轨道和姿态分别控制方法更有优势.仿真结果表明,该控制方法能够一体化控制航天器的相对位置和姿态,相对位置控制精度在0.01m以内,相对姿态控制精度在0.05°以内,这表明所设计的控制器有效可行.     

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。     

采用 DGCMG 的空间站扰动辨识动量管理

研究长期在轨空间站的动量管理问题。针对动量管理过程中力矩平衡姿态的求解与稳定性进行分析，应用李亚普诺夫方法，给出一种考虑常值姿态干扰的动量管理控制方法，使用双框架控制力矩陀螺作为姿态控制执行机构，进行动量管理控制仿真。仿真结果表明该方法控制准确、收敛快速，可以作为空间站姿态控制的工程参考。     

Line-of-sight pointing stability for "drifting" satellites

Explored here is the feasibility of a new attitude control approach for satellites in high altitude elliptic orbits, in order to compensate for the effect of longitudinal periodic drift relative to the ground station. A simple attitude control technique using tethers has been proposed for achieving the fixed apparent satellite orientation with respect to the ground segment of the space mission. Combining the proposed feedback tether length control law with the analytically developed open-loop control policy results in a significant improvement of the controller performance. To illustrate implementation of the proposed concept, the particular case of 24 h elliptic orbits has been considered. A high degree of satellite pointing along the drifting line-of-sight made possible even with modest tether lengths makes the concept particularly attractive.     

先进钎焊技术在航天器上的应用

简略地介绍了先进钎焊技术在航天器部件,例如运载火箭发动机的推力室和涡轮转子,人造卫星的钛导管,空发动机喷注器和波导器件,载人飞船的反射器,导管和蜂窝壁板,航天飞机的主发动机喷管和预燃以脑空间站的管路系统等的广泛应用情况。     

直连式三体绳系卫星姿态鲁棒最优跟踪控制

 针对存在参数不确定性以及外部有界干扰的直连式三体旋转绳系卫星系统姿态跟踪控制问题,提出了一种分布式鲁棒最优控制方法。该方法首先针对单体绳系卫星姿态模型,在不考虑参数不确定性和干扰的条件下,应用Hamilton-Jacobi-Bellman方程设计了最优控制器;接着,考虑到实际系统存在参数不确定性和干扰,采用自适应与鲁棒误差积分方法在线学习参数不确定性和有界干扰,与最优控制器结合设计了鲁棒最优控制器,使闭环系统满足了性能指标达到最小的要求,并应用Lyapunov稳定性定理证明了其闭环系统的渐近稳定性。进一步考虑到绳系卫星系统的运动同步性,将单体绳系卫星姿态控制器设计扩展至直连式三体绳系卫星姿态系统,设计了分布式鲁棒最优控制器。最后在MATLAB/Simulink平台上进行了仿真,验证了方法的可行性与有效性,表明其具有潜在的应用前景。     

带时变通信时间延迟的卫星编队姿态协同自适应L2增益控制

针对卫星编队姿态协同分布式控制问题,提出一种基于Lyapunov方法的编队飞行协同控制策略.首先,考虑到实际编队飞行中星问通信存在时变时间延迟及模型不确定问题,结合变结构控制的思想设计一种针对时滞系统稳定性分析的Lyapunov函数,从而由直接Lyapunov方法得到可对模型参数进行估计的自适应分布式姿态协同控制器,并...     

空间站姿态/动量联合非线性控制

 从Lyapunov稳定性理论出发,设计了一个非线性控制器,实现了空间站姿态和控制力矩陀螺角动量的联合控制。在此基础上,为抑制周期性环境干扰力矩对姿态控制性能的影响,引入了周期性扰动抑制滤波器,对非线性姿态/动量控制器进行了改进。改进的控制器不但可以抑制空间站姿态的周期性波动,而且可在满足特定飞行任务的前提下,建立空间站指向和控制力矩陀螺动量管理间的折中。控制器参数物理意义明确,易于调整。对空间站姿态控制/动量管理系统的仿真结果表明,该控制器是可行的。     

A view finder control system for an earth observation satellite

A real time TV view finder is used on-board a low earth orbiting (LEO) satellite to manually select targets for imaging from a ground station within the communication footprint of the satellite. The attitude control system on the satellite is used to steer the satellite using commands from the groundstation and a television camera onboard the satellite will then downlink a television signal in real time to a monitor screen in the ground station. The operator in the feedback loop will be able to manually steer the boresight of the satellite's main imager towards interested target areas e.g. to avoid clouds or correct for any attitude pointing errors. Due to a substantial delay (in the order of a second) in the view finding feedback loop and the narrow field of view of the main imager, the operator has to be assisted by the onboard attitude control system to stabilise and track the target area visible on the monitor screen.This paper will present an extended Kalman filter used to estimate the satellite's attitude angles using quaternions and the bias vector component of the 3-axis inertial rate sensors (gyros). Absolute attitude sensors (i.e. sun, horizon and magnetic) are used to supply the measurement vectors to correct the filter states during the view finder manoeuvres. The target tracking and rate steering reaction wheel controllers to accurately point and with high agility stabilise the satellite, will be presented. The controller reference generator for the satellite-to-target attitude and rate vectors, as used by the reaction wheel controllers, will be derived.     

On the Optimum Stabilization of a Satellite

The problem of stabilizing a tumbling satellite prior to attitude control is discussed. The method of Hamilton-Jacobi theory is used to derive an explicit closed-loop control law for the problem.     

基于变结构控制器的敏捷卫星姿态机动方法

随着遥感卫星观测能力的逐步提升,对卫星敏捷机动能力提出了更高的要求。针对敏捷卫星大角度姿态机动问题,以6个单框架控制力矩陀螺(SGCMG)组成五棱锥构型的姿态控制系统执行机构,在构建敏捷卫星姿态运动数学模型以及设计SGCMG系统操纵律的基础上,对卫星绕Euler轴进行姿态机动的角轨迹进行规划,并设计了一种基于误差四元数与误差角速度的变结构控制器。仿真及在轨验证结果表明,该控制器能够完成规划轨迹的良好跟踪且具有较强的鲁棒性,研究成果对敏捷卫星姿态控制系统的设计具有重要的参考意义。