欠驱动航天器滑模速率阻尼控制

针对具有推力器执行机构的航天器,在一轴推力器失效的情况下,设计滑模变结构速率阻尼控制器,证明系统的稳定性;分析控制器的抗干扰能力,给出控制器参数选取的指导原则;通过将惯量积视为外界干扰的方法,解决了非对角惯量阵航天器的欠驱动控制设计问题.从工程实际情况出发,考虑了推力器的开关工作特性、角速度测量幅值受限、外界干扰和非对角惯量阵的影响.最后通过数学仿真验证了控制器的有效性和工程实用性.     

基于探针诊断的HEMPT推力等效测量方法

无拖曳卫星任务对会切场推力器(HEMPT)性能有更为精细的技术指标要求,针对目前的三丝扭摆测量系统由于技术限制不能快速精确地反应这些指标,从等离子体原理出发,推导了一种通过探针所测的数据计算推力的等效方法,并经过实验测量进行了验证。测量结果表明:该方法可以在一定范围内较为精确地计算推力,并且为微牛级推力测量以及推力分辨率测量提供了一种行之有效的参考方法。     

挠性卫星PID受控系统特征频率

提出了挠性卫星受控系统特征频率的概念,并对其进行了分析和研究．着重研究了PID控制器参数与受控系统特征频率的关系．仿真结果表明,非约束模态受控频率随Kp或Kd值的增大而趋于卫星的约束模态频率值;刚体受控频率随Kp和Kd的增大按特定规律变化;而Ki对受控系统特征频率影响微小．最后结合仿真算例研究了受控系统特征频率在在轨辨识中的应用,在传统PID控制系统的反馈通道中引入谐振带通滤波器并以在轨辨识结果设置滤波器参数,有效地提高了控制精度．     

航天器周期时变模态参数闭环在轨辨识的子空间方法

考虑在轨闭环航天器的参数辨识,利用子空间方法辨识大型闭环航天器的周期时变模态参数和控制器的增益参数.讨论了反馈控制器增益矩阵在状态空间方程中的坐标变换情况.利用该方法对所建立的ETS-Ⅷ卫星模型的模态参数和控制器增益参数进行辨识,通过验证闭环系统的响应值,说明该方法在航天器的模态参数闭环辨识中是有效的.     

连续小推力航天器自主导航及在轨参数标定

以连续小推力航天器为背景,提出了综合考虑星载加速度计和推力器在轨标定的自主导航方案。首先以精确姿态测量和引力梯度模型为标定参考信息源,建立了包含加速度计参数、推力器参数以及光压系数的完整参数测量模型;然后基于天文导航方法建立了自主导航系统状态模型和观测模型;表明各状态和参数的能观性后,采用了具备良好计算效率和鲁棒性的双重无迹卡尔曼滤波方法进行状态和参数联合估计。分析与数值仿真表明,该方法通过结合参数在轨标定直接提高了导航模型精度,在工程应用中具备可行性和有效性。     

无拖曳卫星推力器动态模型研究

无拖曳技术能够有效地抵消卫星的非保守力,适用于未来的空间探测任务.这种技术的实现对推力器提出很高的要求.在广泛调研的基础上,归纳无拖曳卫星中微推力器的工作原理及特点,并介绍其应用情况.根据中国无拖曳技术的发展要求,针对无拖曳冷气微推力器中比例阀的流量控制过程,建立其动态模型进行仿真,并在此基础上设计模糊自适应PID控制器,改善了系统的动态性能.     

挠性航天器姿态机动的变论域自整定模糊PID控制

建立了带有太阳翼的挠性航天器的姿态动力学模型,应用改进的罗德里格参数来描述姿态运动学模型。针对挠性航天器模型参数不确定性和环境干扰等问题,提出了变论域自整定模糊比例积分微分(PID)控制方案,构建了计算简单并且可以达到控制精度的伸缩因子。基于Matlab/Simulink进行了仿真验证,结果表明,变论域自整定模糊PID 控制响应速度比传统PID控制、模糊PID控制快350s,且无超调,不仅能够使航天器完成对目标姿态的机动,而且能够有效地抑制挠性太阳翼的振动。     

阴阳极进气量对附加场磁等离子体推力器性能的影响

针对附加场磁等离子体推力器阴阳极供气量对推力器性能的影响进行了研究。采用试验方法测量了稳态AF MPDT的束流参数以及放电电压、放电电流、附加磁感应强度等工况参数,测量计算了推力、效率等性能参数。通过改变阴阳极供气比例,分析研究了初始气体分布对推力器性能及物理机制的影响。研究结果显示,阴极供气比重增大时,推力器推力及效率相应增大,但增大到一定比例,推力器出现工作不稳定导致性能下降,说明阴阳极存在最佳的供气比例,表明供气比例对推力器性能具有重要影响。     

基于偏置角动量的欠驱动航天器姿态保持控制

对有扰情况下欠驱动航天器三轴姿态保持控制问题进行了研究,提出一种基于俯仰偏置动量轮和滚动轴推力器的姿态保持控制方法。该方法基于偏置动量航天器滚动-俯仰轴耦合的原理实现,避免了欠驱动零动量航天器平衡点附近欠驱动轴耦合弱的问题;将航天器的姿态运动分为长周期运动和短周期运动,用极点配置方法进行控制律设计,给出保证系统稳定的参数选取范围,求出了系统稳态误差。最后,通过数值仿真验证了所设计的控制器不但能快速消除初始姿态偏差,而且能抵抗外干扰将航天器姿态保持在平衡点附近。     

基于离子推进技术的轨道转移设计

将太阳能离子推力器应用于卫星的推进系统,完成从地球同步转移轨道(GTO)到地球同步轨道(GEO)转移任务;建立任务模型,设计基于纬度幅角的反馈控制策略,对发动机开关时间进行优化.采用图形处理器（GPU, graphic processing unit）加速的遗传算法(GA,genetic algorithm)对卫星转移轨道任务进行优化设计.仿真结果表明：通过对该闭环控制器的定常参数进行优化,可将轨道导引至目标轨道附近;采用太阳能离子推力器可减少燃料消耗.基于GPU加速的遗传算法,可缩短算法运算时间.     

卫星姿态控制推力器布局分析

针对卫星姿态控制过程中推力器数目和分布的选取问题,给出了星上常用的4种推力器安装布局,通过相平面控制,给出了各个稚力器的喷气时间,通过对不同布局下系统的控制精度、燃料消耗和可靠性等方面进行分析和比较,给出了推力器布局设计准则.该准则表明系统的可靠性和燃料消耗是推力器布局设计的主要参考依据.     

航天器推力器布设对燃料消耗的影响

对航天器六自由度控制的推力分配问题进行了研究,参考卫星导航系统中几何精度衰减因子(GDOP) 的定义,首次提出了推力器构型燃料消耗因子（FCF）的概念,并将此概念用于定义推力器相对几何关系引起的期望控制量与燃料消耗间的比例关系。通过矩阵理论分析得到了燃料消耗因子随推力器数目增加而减少的结论,并通过仿真计算对结论进行了验证。     

GEO卫星基于电推进系统的倾角与偏心率联合控制方法

针对配置电推力器的GEO卫星位置保持问题,提出一种对倾角与偏心率进行联合控制的方法,建立了求解控制方程的优化模型,并针对优化模型变量多、约束复杂的问题进行降维处理,得到两种简化的求解方法,降低了求解复杂度与计算量,适合星上自主计算。采用联合控制方法,仅靠电推力器就能够同时实现卫星倾角和偏心率的高精度控制,有效降低卫星位置保持总的推进剂消耗。仿真算例表明,与电推力器只控倾角的传统方法相比,在保证偏心率控制精度不变的前提下,采用电推力器倾角与偏心率联合控制方法,15年寿命期内节省推进剂质量39kg。     

Constant thrust collision avoidance maneuver under thruster failure

In this paper, the collision avoidance maneuver under the chaser’s thruster failure in radial direction is investigated. First, based on the vision measurement, the relative position parameters of the target spacecraft are obtained and the target maneuvre positions are calculated through the isochronous interpolation method. Then, by using coupling effects, the thrusters working time intervals can be computed by the time series analysis method. The perturbations and fuel consumptions are addressed during the computation of the thrusters working time intervals. Next, the switching control law under constant thrust is designed for active collision avoidance maneuvres along a specified trajectory.     

控制力矩陀螺框架高精度周期随动控制

为实现控制力矩陀螺框架伺服系统的高精度周期随动控制,采用比例积分微分(PID,Proportion Integration Differentiation)控制器结合重复控制器的控制方式,PID控制器实现框架伺服系统静态和匀速运动的高精度控制,插入式重复控制器实现对周期性输入信号的精确跟踪.对控制力矩陀螺框架系统进行了建模,设计了PID控制器与插入式重复控制器,并分析了重复控制器的稳定性条件、稳态跟踪性能和对扰动的抑制能力.仿真结果和实验结果表明:采用插入式重复控制器使控制力矩陀螺跟踪1Hz给定速度信号时的稳态跟踪误差大幅减少.PID控制器结合插入式重复控制器结构简单,两者可分开独立设计,参数设计容易.     

Formation control using μ-synthesis for Inner-Formation Gravity Measurement Satellite System

Inner-Formation Gravity Measurement Satellite System (IFGMSS) is used to map the gravity field of Earth. The IFGMSS consists of two satellites in which one is called “inner satellite” and the other one is named as “outer satellite”. To measure the pure Earth gravity, the inner satellite is located in the cavity of the outer satellite. Because of the shield effect of the cavity, the inner satellite is affected only by the gravitational force, so it can sense Earth gravity precisely. To avoid the collision between the inner satellite and the outer satellite, it is best to perform a real-time control on the outer satellite. In orbit, the mass of the outer satellite decreases with the consumption of its propellant. The orbit angular rate of the inner satellite varies with time due to various disturbing forces. These two parameters’ uncertainties make the C–W function be not so accurate to describe the formation behavior of these two satellites. Furthermore, the thrusters also have some uncertainties due to the unmodelled dynamics. To cancel the effects caused by the above uncertainties, we have studied the robust control method based on the μ-synthesis. This μ-synthesis eliminates the conservativeness and improves the control efficiency comparing with the H_∞ method. Finally, to test the control method, we simulate an IFGMSS mission in which the satellite runs in a sun synchronous circular orbit with an altitude of 300 km. The simulation results show the effectiveness of the robust control method. The performances of the closed-loop system with the μ-controller are tested by the μ-analysis. It has found that the nominal performance, the robust stability and the robust performance are all achieved. The transient simulation results further prove the control response is fast and the accuracy of the relative position meets the demand of the gravity measurement.     

基于改进滑模自抗扰结构的永磁同步电机伺服控制

针对传统PID控制参数适应性差、响应慢等缺点,采用自抗扰控制算法与永磁同步电机一阶速度环模型相结合,设计了基于自抗扰的速度环数学模型,并在仿真软件验证了该算法对系统鲁棒性的提升。之后,针对自抗扰算法待整定参数多,参数没有明确物理意义的问题,采用了改进的滑模自抗扰控制器,使用新型滑模趋近律代替了传统最优控制函数,改善滑模趋近运动。通过建模和仿真实验,验证了改进的滑模自抗扰结构可以缩短系统进入稳态的时间,减小系统在平衡状态下转速和转矩的抖振幅度,改善了系统动态性能和控制精度。     

Predictive fault-tolerant control of an all-thruster satellite in 6-DOF motion via neural network model updating

The problem of controlling an all-thruster spacecraft in the coupled translational-rotational motion in presence of actuators fault and/or failure is investigated in this paper. The nonlinear model predictive control approach is used because of its ability to predict the future behavior of the system. The fault/failure of the thrusters changes the mapping between the commanded forces to the thrusters and actual force/torque generated by the thruster system. Thus, the basic six degree-of-freedom kinetic equations are separated from this mapping and a set of neural networks are trained off-line to learn the kinetic equations. Then, two neural networks are attached to these trained networks in order to learn the thruster commands to force/torque mappings on-line. Different off-nominal conditions are modeled so that neural networks can detect any failure and fault, including scale factor and misalignment of thrusters. A simple model of the spacecraft relative motion is used in MPC to decrease the computational burden. However, a precise model by the means of orbit propagation including different types of perturbation is utilized to evaluate the usefulness of the proposed approach in actual conditions. The numerical simulation shows that this method can successfully control the all-thruster spacecraft with ON-OFF thrusters in different combinations of thruster fault and/or failure.     

基于IFA-ELM的航空发动机自适应PID控制新方法

针对大涵道比涡扇发动机强非线性、变参数的特点,提出了一种基于优化极端学习机(ELM)对发动机参数进行预测的自适应PID控制方法.为提高ELM的预测精度和实时性,采用适用于多峰值寻优的改进萤火虫算法(IFA)优化ELM网络参数,形成优化的ELM训练方法IFA-ELM.该算法在保证预测精度的前提下,有效简化了网络规模,并提高了其泛化能力.利用该算法建立发动机风扇转速预测模型,基于该模型,采用梯度下降法在线调整PID参数,提升发动机动态性能.数字仿真验证表明,与常规PID控制相比,基于IFA-ELM的自适应PID法调节时间减少了0.2~1.4s,超调量降低了0.2%~1.5%,验证了该控制方法的有效性.