共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
一、概述近十年来卫星控制技术得到迅速发展,其方向是高精度、长寿命、多用途。卫星姿控技术发展的关键仍在于实现控制所需的硬件。可以认为:卫星姿控精度取决于检测卫星姿态的敏感器;卫星姿控系统的寿命取决于驱动星体的执行机构;卫星的用途则受到星上能源的限制。众所周知,采用大面积太阳帆板的三轴稳定卫星姿控系统,是高精度、长寿命、多用途卫星最有可能采用的技 相似文献
2.
3.
基于四元数反馈线性化的飞行器姿态控制方法研究 总被引:3,自引:0,他引:3
空间飞行器姿态控制系统是一个非线性多输入多输出系统,其姿控执行机构的布局及工作特性决定了姿态控制的难易程度。针对飞行器以姿控发动机作为姿控执行机构时的大角度姿态运动需求,本文采用单位四元数作为弹体姿态描述,考虑到姿控发动机布局对姿态控制的影响,直接以姿控发动机推力作为系统的控制输入,利用反馈线性化方法,将原非线性系统转化为一个六阶线性子系统和一个一阶内动态子系统。在对内动态分析的基础上,针对线性子系统设计了四元数PD反馈控制律。在转动惯量不确定性以及轨控大干扰力矩存在的情况下,对闭环控制系统进行了大角度姿态运动数字仿真。仿真结果表明,本文所设计的姿控方法能够有效地实现飞行器大角度姿态控制,并对系统参数摄动及外部干扰具有较强的鲁棒性。 相似文献
4.
5.
一种用于导弹姿态控制系统的直接力非线性控制法 总被引:1,自引:0,他引:1
为改善传统导弹姿控系统线性控制法的不足,用相平面法分析了直接力作用下导弹的姿态运动规律和气动力作用对直接力控制的影响,提出了一种综合控制精度、姿控发动机产品特性和推进剂消耗量等指标的直接力非线性控制方法,给出了控制模型。仿真结果表明,该法能在气动力作用或干扰无法忽略的条件下实现导弹姿控发动机的开关工作正常,保证精度及推进剂消耗最省,其控制精度与线性比例微分(PD)控制律相当。 相似文献
6.
飞轮又称动量轮或惯性轮,是卫星姿控系统中的执行元件,并对星体有稳定作用。卫星执行机构分两类:一类是质量喷射,包括各种喷气机构和离子推力器;另一类是动量交换,各种飞轮执行机构均属此类。一般认为:长寿命卫星姿控系统用动量交换产生控制力矩比用质量喷射更为适宜,主要理由如下: 1.飞轮为连续控制执行机构,能给出较精确的控制力矩和较高的控制速率。质量 相似文献
7.
柔性航天器姿控执行机构微振动集中隔离与分散隔离对比研究 总被引:1,自引:0,他引:1
姿控执行机构高速旋转诱发的微振动会降低柔性航天器姿态稳定度。为实现高稳指向,文章研究了姿控执行机构的集中隔振与分散隔振技术。首先建立包含隔振器的柔性航天器姿态动力学模型;然后仿真研究航天器在作大角度机动和稳定控制两种工况下,姿控执行机构的两种隔振方案的性能,并进行了对比分析。研究结果表明:航天器进行大角度机动时,对于高刚度隔振器,两种隔振均具有稳定性,并且指向控制性能相似;对于低刚度隔振器,集中隔振较分散隔振容易失稳;在稳定控制工况下,对于高刚度隔振器和低刚度隔振器,两种隔振性能基本一致。 相似文献
8.
考虑执行器安装偏差时航天器姿态稳定的控制分配 总被引:1,自引:0,他引:1
针对存在执行机构安装偏差和外干扰的航天器姿态控制问题,提出一类基于反步法的自适应滑模控制策略,该方法在实现姿态控制快速性和高精度的同时,能有效地避免因执行机构安装偏差引起的不确定性所导致的控制奇异现象。在此基础上,考虑到执行机构冗余特性,进一步提出一种基于能量最优约束二次规划的动态控制分配算法来完成期望指令到执行机构的指令分配,克服了传统伪逆法难以考虑的控制力矩位置和速度约束,减少了系统功耗,实现了分配后控制力矩的平稳性和能量最优。最后,将提出的控制方案应用于某型轮控刚体航天器的姿态稳定任务中,仿真结果验证了提出方法的可行性、有效性。 相似文献
9.
10.
本文通过估算挠性附件振型对卫星主体姿态的影响,给出了根据执行机构和测量机构安装位置来选择主振型的方法,使得用截断模态坐标得到的简化模型特征值与原系统主特征值之差很小,因而可以用低阶模型近似原高阶模型,简化带挠性附件卫星姿控系统的分析和设计. 相似文献
11.
12.
13.
14.
15.
研究了以变速控制力矩陀螺(VSCMG)作为执行机构的卫星多目标快速机动的控制问题。首先建立了带有多个变速控制力矩陀螺的航天器姿态动力学模型,采用修正的罗德里格斯参数(MRP)描述姿态运动。在考虑执行机构饱和、机动速率限制、控制带宽限制等情况下,设计了基于Lyapunov理论的非线性姿态反馈控制器。针对外部干扰会使控制力矩陀螺的框架角偏移其标称值的情况,采取磁补偿控制来保持框架角在一定范围变化。以采用VSCMG为执行机构的某卫星为例进行了数值仿真,仿真结果验证了提出的非线性姿态反馈控制器的有效性,采取的磁补偿控制也很好地抑制了变速控制力矩陀螺框架角的偏移。 相似文献
16.
飞行器大姿态飞行时姿态偏差的相互转换 总被引:1,自引:0,他引:1
本文结合弹道式地地导弹和运载器稳定平台提供的测量角度,研究了姿控系统的姿态角、框架角和旋转角之间,尤其是各偏差之间的关系,为正确实现姿态信号反馈,特别是大姿态控制提供了依据。 相似文献
17.
小推力速度闭环交会制导律设计 总被引:2,自引:0,他引:2
在空间飞行器交会对接的近程导引阶段,以小推力喷气发动机作为执行机构,同时完成轨道控制和姿态稳定.基于C-W方程提出了速度闭环交会制导方案,依据转动惯量是否为对角占优阵,姿态与轨道协调控制采用分时控制方案或同时控制方案,轨控推力和姿控力矩指令由同一套小推力发动机来执行.分析了此方案的制导误差,并提出了分步多推力弧段的小推力交会制导方法以提高制导精度.基于MATLAB/Simulink仿真平台实现了两个空间飞行器的分步多推力弧段近程交会导引仿真,仿真结果证实了所采用方法的有效性. 相似文献
18.
采用VSCMGs的航天器IPACS设计的一种投影矩阵方法 总被引:2,自引:0,他引:2
研究以变速控制力矩陀螺群(VSCMGs)为执行机构的能量/姿态一体化控制系统(IPACS)中的操纵律设计问题。建立了带VSCMGs的刚性航天器的动力学方程,用Lyapunov方法设计了渐近稳定的姿态控制律;在对VSCMGs的动力学进行详细分析的基础上,用投影矩阵法设计了一种操纵律,该算法将姿态控制指令力矩分解成两个力矩分量之和,其中一个由陀螺模式提供,另一个由飞轮模式提供,从而使VSCMGs处于构型奇异时陀螺模式也处于工作状态,降低了飞轮模式的负荷;文中证明了IPACS所需的变速控制力矩陀螺(VSCMG)个数最少为3,并分析证明了所设计的算法可以有效地解决姿控/储能一体化设计中可能出现的奇异问题。仿真结果验证了所设计算法的可行性。 相似文献
19.
基于归一化神经网络的航天器自适应姿态跟踪控制 总被引:2,自引:0,他引:2
针对以变速控制力矩陀螺(VSCMGs)为姿态控制执行机构的航天器在同时考虑惯性参数和执行机构不确定性情况下的姿态跟踪控制问题,提出了一种基于归一化神经网络的自适应姿态跟踪控制方法。设计一个非线性反馈控制器作为航天器姿态控制的基本控制器,利用归一化神经网络设计补偿控制器,用以在线估计和消除包含系统不确定参数的未知不确定函数的影响,避免了标准自适应控制方法需要进行大量不确定参数估计的缺陷。采用神经网络输入归一化技术,简化了闭环系统复杂的稳定性分析过程。理论分析证明了闭环系统的稳定性和姿态跟踪误差的收敛性。仿真结果表明,所提出的控制方法能满足航天器在惯性参数和执行机构不确定性及外干扰存在情况下的高精度姿态跟踪控制要求。
相似文献
相似文献
20.
轮控小卫星姿态大角度机动递阶饱和控制器设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用反作用飞轮的小卫星姿态大角度机动控制,在反作用轮输出力矩受限、速率饱和的约束条件下,采用递阶饱和方法,即限制卫星每次姿态机动的最大偏差,对姿态偏差进行逐次消除。在毋需获知最优机动轨迹规划的情况下,可用于卫星任意时刻的姿态捕获和机动控制。数学仿真结果表明,本文设计的控制算.去能够实现快速姿态机动任务,具有良好的鲁棒性。 相似文献