柔性航天器姿态机动轨迹设计及跟踪控制

针对柔性航天器姿态机动的“快速性”及“稳定性”矛盾,研究了一种优化与控制综合的姿态机动轨迹设计与跟踪控制方法。首先,考虑柔性航天器姿态机动过程中既快又稳的需求,建立姿态机动的多目标多约束条件,优化获得姿态机动轨迹,在满足快速性基础上,最大限度提高稳定性;其次,设计新型的快速鲁棒输入成形器(FRIS),与传统输入成形器相比,FRIS具有更短的作用时间及更强的鲁棒性,能够有效抑制柔性附件振动,为姿态机动的“快速性”及“高精度”奠定基础;最后,设计新型自适应连续终端滑模控制器(ACTSMC),避免增益过估计,提高控制精度,实现对期望姿态轨迹的有限时间快速高精度跟踪控制。数值仿真校验了所提方法的有效性。     

带有输入非线性的挠性航天器姿态机动变结构控制

针对挠性航天器反作用飞轮输入力矩受限情况下的姿态机动问题,提出了一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出了滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法,并保证闭环系统渐近稳定;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上限的困难,又给出了一种自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后,将本文提出的两种控制方法应用于三轴稳定挠性航天器的姿态机动控制,并进行数值仿真研究。仿真结果表明：在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,使得挠性附件的振动幅值远远小于0．001,有效地抑制挠性附件的振动。     

航天器姿态机动规划技术研究进展

以航天器多约束姿态控制为背景,围绕姿态机动路径的复杂约束处理问题,对姿态机动规划技术的规划模型、方法研究现状与未来发展趋势进行了论述、分析与归纳。首先介绍了航天器姿态机动规划模型,随后梳理并总结了航天器姿态机动规划技术发展历程及现状,从方法逻辑、设计思想等方面对姿态机动规划方法进行分类和关键技术分析,进一步根据技术发展脉络和未来航天任务需求,提出了航天器姿态机动规划技术的若干发展趋势。     

挠性结构的分力合成主动振动抑制方法研究

针对当代航天器的大挠性特点和挠性附件的振动常影响航天器的姿态控制精度和指向精度的问题,全面分析了一种挠性结构的主动振动抑制方法－分力合成方法。分力合成方法的具体应用以若干个定理的形式加以总结。为了提高方法在工程实践中应用的可行性,又提出了改善方法对参数变动鲁棒性的定理并得到了严格的数学证明。数值仿真和地面试验进一步验证了该方法的有效性和简便性。     

控制受限的挠性航天器姿态机动自适应变结构输出反馈控制

针对挠性航天器飞轮输出力矩受限情况下的姿态机动问题，提出了一种仅利用输出信息的自适应变结构输出反馈控制方法。在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上，给出了滑模存在条件以及自适应变结构输出反馈控制器设计的方法，并采用Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及稳定性。最后，将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制，并与传统的控制方法进行比较。数值仿真研究：在反作用飞轮的控制受限条件下，完成姿态机动的同时，有效地抑制挠性附件的振动；此方法具有设计简单、易于实现和鲁棒性好等特点。     

携带晃动燃料柔性航天器姿态机动中的同宿环分叉研究

本文研究了带液体晃动和柔性附件的耦合航天器系统在液体燃料耗散和柔性附件扭转振动的作用下,经历从最小惯量轴到最大惯量轴姿态机动中的混沌动力学行为.将液体晃动等效为球摆模型并由此建立了带柔性附件充液航天器多体耦合系统动力学模型.首先推导出耦合系统动力学方程并采用Melnikov积分预测受扰系统稳定与不稳定流形是否横截相交,得到了参数形式表达的混沌运动解析判据,这对航天器的设计有重要的指导意义.研究发现,混沌的发生依赖于刚体形状,阻尼比,充液比和扭转振动频率.此外,在经过被动再定向姿态机动后,由于液体晃动的本质非线性特性,充液航天器最终将进行大章动角的周期极限环运动而非绕着最大惯量轴自旋.     

多类型约束下的航天器姿态机动反步控制

针对航天器姿态重定向中存在的多重指向约束、角速度约束问题,提出一种改进的反步控制方法。首先,将多重指向约束表示为四元数描述的凸约束集,并基于此设计了一种具有明确物理意义的凸势函数,以确保姿态指向满足任务要求。其次,考虑角速度受限的问题,引入双曲正切函数设计虚拟角速度控制律,以保证角速度始终处于约束范围内。进一步地,引入障碍Lyapunov函数对角速度跟踪误差进行限定。在上述基础上,利用反步法完成了姿态控制律的设计,并通过李雅普诺夫方法证明了闭环系统的渐近稳定性。最后,通过数值仿真实验和对比仿真实验校验了所设计控制律的有效性和优越性。     

具有非凸约束的航天器姿态机动预测控制

针对航天器带有非凸几何约束以及输入有界的问题,提出了一种姿态机动预测控制算法.分析了姿态机动所受到的几何约束,并对非凸二次形式约束及其Hesse矩阵进行研究,证明了该约束的非凸性.通过对正定Hesse矩阵的构造,给出非凸约束凸化映射关系.最后给出姿态机动预测控制律,解决了由于姿态机动过程中非凸约束造成的全局解收敛困难以及路径安全性问题.数值仿真结果显示该算法不仅能在大范围内得到优化姿态路径,同时满足所有约束.     

控制受限柔性航天器姿态机动内闭环成形控制

针对柔性航天器带有执行机构饱和的姿态控制问题,提出了一种将反馈控制与内闭环信号成形相结合的控制方法。将成形器作用于系统内闭环回路中,通过人为引入控制延时达到抑制振动的目的,避免敏感器扰动、执行机构饱和等非线性影响控制器振动抑制效果。全物理实验结果表明,在反作用飞轮存在控制力矩饱和的情况下,该方法不仅使航天器快速地、平稳地完成高精度姿态机动,而且显著地减少了柔性结构的弹性振动,具有算法简单、易于在轨实时计算的优点。
     

基于单神经元自适应PID控制的航天器大角度姿态机动

针对航天器大角度姿态机动,提出了一种新的单神经元自适应比例积分差(PID)控制器设计方法。基于误差二次型最优理论推导出相应的单神经元输入权值参数调整算法,并用Lyapunov稳定性理论分析了控制系统的稳定性。所设计的控制器结构简单、计算量小、鲁棒性好,能更好地适应航天器模型的不确定性,易于在轨实现。数学仿真结果验证控制器有效。     

连续力矩作用下的柔性航天器再定向与振动抑制

研究带两帆板航天器的三维再定向与振动抑制问题,执行机构为反作用轮。建立了柔性空间飞行器三轴耦合姿态动力学模型和四元数姿态运动学模型,建模时考虑了帆板的弯曲变形和扭转变形。采用拟欧拉角及角速度作为反馈信号,设计了一种ＰＤ控制律。该控制律可以用于对任意目标姿态的再定向而形式保持不变。用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法证明了姿态的渐进稳定性和模态振动和衰减性。非线性闭环系统的仿真结果验证了所设计控制律不仅能够使航天     

挠性航天器大角度机动的变结构控制

考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器 ,在建立挠性系统动力学模型的基础上 ,采用等速趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制 ,并通过最优控制理论设计弹性稳态器 ,抑制由于刚体运动而激发的弹性振动 ,实现了旋转机动的同时 ,有效抑制弹性振动     

挠性航天器混合H2/H∞输出反馈姿态控制（英文）

研究一类带有挠性附件的航天器的H2/H∞输出反馈姿态控制问题,所涉及的挠性航天器由刚性本体和挠性附件构成。由于挠性附件的振动和航天器本体姿态运动的耦合,再加之振动模态难以测量,对挠性航天器的姿态控制带来困难。针对该问题提出了基于H2/H∞理论的动态输出反馈控制器设计方法。动态输出反馈在模态变量不能测量的前提下也能有效控制航天器本体姿态,而H∞控制器具有很好的抗干扰能力,能有效抑制空间环境干扰力矩和模型不确定性对控制系统稳定性的影响。和纯H∞输出反馈控制算法相比,基于H2/H∞的设计同时提高系统的动态性能。数值仿真验证了所设计的控制方法对挠性航天器具有很好的姿态控制效果。     

挠性航天器的鲁棒多目标姿态控制器设计

航天器挠性附件的振动难以直接测量且对航天器的姿态控制精度产生不利影响。为解决这一问题,提出一种基于观测器的鲁棒多目标姿态控制系统设计方法,借助特征结构配置的参数化方法,给出了含有自由参向量的控制器以及观测器的完整参数化形式。通过对自由参向量的多目标优化选取,使控制系统具有良好的鲁棒性和干扰抑制能力,并避免了控制输出饱和现象的发生。对一个挠性航天器的设计实例表明了方法的有效性。
     

柔性卫星角加速度轨迹规划与振动抑制方法

针对柔性卫星在快速机动过程中会激发柔性附件振动的问题,提出一种通过设计角加速度轨迹来抑制振动的方法。在存在振动频率不确定性的情况下,所规划的角加速度轨迹能够将残余振动幅值抑制在指定的范围内。类比不同幂次余弦函数激发的残余振动表达式,设计一种含有多个待定系数的角加速度曲线,并根据残余振动幅值对待定系数进行约束,从而求解出所有的待定系数。这种设计方法改进了余弦函数抑制低频振动需要增加较大机动时间的问题。相比输入成型方法,所规划的轨迹光滑,增加的机动时间较短,对高频振动有着更好的抑制效果。