敏捷卫星快速姿态机动方法研究

针对敏捷卫星的三轴大角度机动控制要求,给出了一种基于轨迹规划的敏捷卫星姿态机动方法．根据目标姿态和当前姿态,按照欧拉轴-角方式,沿特征主轴设计了最小路径的机动轨迹,并采用四个单框架控制力矩陀螺（SGCMG）组成的“金字塔”构型的控制力矩陀螺群（CMGs）进行了大角度机动控制的数学仿真,验证了方法的可行性．     

一种卫星快速姿态机动及稳定控制方法

针对小卫星快速姿态机动要求,提出一种基于粒子群优化（PSO）算法的卫星快速姿态机动及稳定控制方法。该方法首先以粒子种群的初始位置为卫星机动加速阶段终点时刻进行路径规划,然后针对规划好的路径利用维持跟踪控制进行姿态机动,在路径末端利用黄金分割和逻辑微分进行稳定控制,最后以卫星姿态到达目标角度且保持稳定的时间作为适配值,寻找出一条在该组合控制方法和限制条件下的最优路径进行姿态机动及稳定控制。该控制方法能够根据星体的实际动力学特性、环境特征、限制条件及控制性能进行最优机动及稳定控制。将该方法应用到小卫星的姿态机动控制中,仿真结果表明该方法有效。     

线性伪谱模型预测能量最优姿态机动控制方法

针对大气层外飞行器大角度姿态机动控制问题,提出了一种能量最优的线性伪谱模型预测大角度姿态机动控制方法。首先,通过离线弹道规划获得满足初始、终端约束且能量最优的姿态机动控制轨迹;然后,以离线弹道为基准对姿态动力学方程进行小扰动线性化处理,获得以状态偏差为自变量的线性误差传播方程;最后,以能量最优作为性能指标,通过高斯伪谱法对原问题进行离散,推导获得满足终端偏差修正的控制解析表达式。数值计算和蒙特卡罗仿真表明,该方法不仅计算精度高、求解速度快,满足实时计算要求,而且具有较强的鲁棒性,能够实时消除各种干扰。此外,在同等控制精度条件下,该方法相对传统线性二次型调节器（LQR）跟踪方法,能量消耗减小10%。      

一种用于SGCMG奇异规避的CVP轨迹规划

采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为执行机构的小型敏捷卫星在姿态机动过程中存在着奇异问题.本文从SGCMG姿态控制系统整体出发，将奇异问题转化为状态约束的动态控制问题，基于控制变量参数化(CVP)方法，设计了一种用于SGCMG奇异规避的轨迹规划.该算法在实现小型敏捷卫星大角度姿态机动过程无奇异的基础上，将SGCMG框架角转速的最优轨迹通过CVP方法进行分段线性规划.这种规划策略对框架伺服系统的算法设计无复杂要求，仅需要简单的加减速控制，从而节约了星上资源.在轨迹规划实现过程中，考虑了工程实际中的约束条件，可以按照姿态机动任务要求规划出一条综合考虑能量资源和目标精度的最优轨迹.仿真结果表明：该算法实现了姿态参数轨迹和星体角速度轨迹的平缓变化，目标误差在1×10-3量级，星体在机动过程中运行稳定，SGCMG不会出现奇异现象.     

基于非线性模型预测的绳系系统系绳摆振控制

针对绳系系统离轨稳定控制问题,开展了系绳和绳端卫星构成的绳系系统在拖拽离轨过程中系绳摆动稳定控制方法研究。在考虑拖拽离轨过程中约束下,首先建立了包含绳端卫星的姿态运动的模型,并建立了绳系系统的离轨动力学方程和便于控制器设计的简化动力学方程。其次根据模型预测原理以最优化方法设计参考轨迹,最后以模型预测控制方法为基础设计了稳定系绳摆动的非线性模型预测控制方法。使用MATLAB软件平台仿真,验证了所设计的参考轨迹能完成目标和模型预测控制器有好的跟踪能力。      

极低频超大型航天器姿态机动与物理试验验证

针对具有0.01 Hz极低频主模态的超大型航天器的姿态机动问题,给出利用经典的Bang-Bang轨迹规划方法、滤波轨迹规划方法和传统的相平面控制方法进行姿态机动的方案,构建了极低频超大型航天器姿态机动地面物理试验系统,对不同的姿态机动控制方法进行了试验验证.针对不同的姿态机动轨迹规划方法,采用喷气发动机或控制力矩陀螺作...     

空间飞行器大角度姿态机动优化控制

提出一种基于平方和优化的空间飞行器大角度姿态机动最优保性能控制方法.采用修正Rodrigues参数描述卫星的姿态运动,并将飞行器姿态运动方程转化为线性参数可变(LPV)系统.在分析系统性能指标的基础上,运用Lyapunov方法和平方与优化技术,推导出状态反馈保性能控制器存在的充分条件,并将飞行器大角度姿态机动最优保性能控制器设计问题转化为一个具有平方和约束的参数优化问题.对某卫星大角度姿态机动控制的仿真结果表明了所述方法的有效性.     

基于特征模型的力矩受限卫星三轴姿态控制

针对控制力矩受限的卫星大角度姿态机动控制问题,设计了一种基于特征模型的低增益反馈控制器.根据原对象动力学模型建立二阶时变差分方程形式的特征模型,通过推导得到了特征模型参数范围。给出了低增益饱和控制方法,并设计低增益反馈控制器,解决了控制输入饱和所带来的性能下降甚至系统不稳定的问题.通过使用特征建模有效地解决了常规控制方法难以使用于一些复杂对象控制的问题.控制受限卫星大角度姿态机动仿真验证了所提出控制方法的有效性.     

一种基于大力矩飞轮的敏捷卫星路径规划的姿态机动控制方法

遥感卫星对姿态机动能力的快速性提出了更高的需求,提出一种路径规划控制方法及在线计算模型,利用大力矩飞轮作为执行机构提供控制力矩,通过大量测试得到修正角度的模型,从而使卫星具备高精度敏捷姿态机动能力.通过数学仿真结果说明了本方法的有效性.     

微小卫星姿态控制系统半物理仿真设计及验证

针对利用反作用飞轮作为执行机构的微小卫星姿态控制系统,详细讨论了基于dSPACE实时仿真机、单轴气浮转台、星载计算机及陀螺和反作用飞轮实物的卫星姿态控制系统半物理仿真的方案设计;并利用该系统对仅用反作用飞轮的卫星姿态大角度机动控制模式进行了半物理仿真验证。仿真结果表明根据陀螺和反作用飞轮现有精度,设计的大角度姿态机动控制算法能够满足分系统技术要求,同时验证了半物理仿真系统方案设计合理、可靠。     

挠性卫星自适应姿态跟踪控制

具有较强变轨或姿态机动能力的卫星,在轨运行过程中其质量特性随着液体燃料的消耗而不断变化,卫星的惯量特性也随之变化,使卫星质量参数呈现不确知的特性。如何在惯量矩阵未知情况下实现挠性卫星的姿态跟踪控制是研究的重点。考虑目标姿态角速度可以时变的一般情形,设计了基于误差四元数的自适应姿态跟踪控制律,给出了稳定性证明。数学仿真结果表明该控制律能够在卫星转动惯量未知情况下,保证卫星本体姿态和跟踪目标姿态。     

刚体航天器大角度姿态机动控制算法

针对刚体航天器在参数不确定及环境扰动情况下的大角度姿态机动问题,提出一种自适应离散变结构姿态控制算法.建立包含航天器姿态运动学及动力学的仿射模型,并精确反馈线性化解耦;对得到的各线性动态方程离散化处理,由离散指数趋近律推导了参数化的离散变结构姿态控制律.最后基于Lyapunov稳定性理论设计了控制参数的自适应更新律,有效克服了模型中的各时变项及干扰项影响.仿真结果表明,该算法可有效减小干扰引起的姿态指令角跟踪偏差,确保了大角度姿态机动控制的精确性与鲁棒性,并且消除了常规变结构控制的抖振现象.     

空间绳系拖拽系统摆动特性与平稳控制

考虑了任务星与废星的姿态运动以及系统组合体的面内外姿态运动,建立了绳系拖拽离轨系统动力学与控制模型,以切向常值推力下绳系拖拽轨道转移为任务过程,分析了任务星在喷气和零动量轮的限制姿态反馈控制条件下飞行时,废星姿态摆动、系统组合体面内外摆动和任务星姿态运动的规律及相互影响关系。采用留位和阻尼控制相结合的系绳张力复合控制方法,并结合任务星姿态控制,确保绳系拖拽转移安全平稳进行。仿真结果表明:常值推力下绳系拖拽轨道转移时,牵挂点偏置诱发的废星姿态周期性摆动会激发绳系组合体的面内外同频率高阶摆动,星体姿态运动是任务星姿态扰动力矩产生的主要因素;采用张力复合控制可有效消除废星姿态摆动并保持星间相对距离,结合任务星姿态控制,可实现离轨过程的平稳与安全,大幅减少任务星的姿控能耗。      

卫星光轴复合指向控制方法研究

卫星平台搭载光学载荷对空间运动目标进行跟踪指向技术已经成为卫星发展的重点，为了提升卫星光轴的指向范围、跟踪精度和机动性，仅依靠卫星的姿态调整已无法提升卫星光轴的性能。通过对由卫星姿态、星载光电转台和快反镜组成的卫星复合光轴指向系统的分析，需三者协同工作，输出有效叠加，才能有效提升卫星光轴的指向范围、跟踪精度和机动性。对卫星姿态控制系统、星载光电转台控制系统、快反镜控制系统进行研究建模后，确定了三者的作动频带。通过建立辅助PQ单位反馈系统，运用频率响应法设计复合指向控制器，模拟某轨道的卫星与跟踪目标的相对运动轨迹作为仿真模型的输入。仿真数据表明卫星光轴的跟踪指向误差由0.6°下降到了0.05°，证明了复合指向控制律有效提升了卫星光轴的性能。     

一种翻滚非合作航天器抵近绕飞避障轨迹规划和跟踪控制方法

针对空间无人在轨服务任务中翻滚非合作航天器抵近、绕飞和避障问题，在目标特征部位本体坐标系，建立了轨道和姿态相对运动模型.设计了抵近和绕飞策略，以抵近轨迹的燃料和时间最优为目标函数，考虑规避障碍物情况，结合动力学和路径等约束条件进行轨迹规划，最后采用高斯伪谱法对连续最优控制问题进行离散转化，对转化后的非线性规划问题进行求解，得出最优路径.同时基于轨道和姿态协同的六自由度轨迹跟踪误差模型，设计了全状态反馈轨迹跟踪控制律，在相对运动姿态和轨道模型的基础上，对控制过程进行了闭环仿真验证，结果表明了姿轨耦合轨迹跟踪控制律的有效性和稳定性.