一种基于一致性理论的航天器编队飞行协同控制方法

为提高航天器编队飞行控制的协同性,研究了基于一致性理论的航天器编 队飞行协同控制方法。首先,讨论了航天器编队飞行中的一致性问题;其次,建立了航天器 编队飞行六自由度动力学模型;然后,应用一致性理论设计了非线性控制律,通过仿真验证 了控制方法有效,并且可以适用于动态的航天器编队飞行通信拓扑结构。
     

基于有向图的航天器编队鲁棒自适应姿态协同跟踪控制

针对一组有向通讯拓扑关系的编队航天器的协同控制问题,考虑航天器的模型不确定性(指惯量不确定性)以及受到的外部干扰的影响,设计了分布式自适应协同姿态跟踪控制器,使得各航天器姿态协同的同时跟踪时变的期望姿态。首先,针对由MRP参数描述的航天器误差动力学方程,选取了包含相对误差项以及绝对误差项的滑模面,将模型不确定项和外界干扰项作为整体处理,基于Lyapunov稳定性理论给出了非回归项的自适应算法和分布式协同跟踪控制律的设计方法,以使得各航天器协同收敛到期望的姿态,最后通过仿真验证了该算法的有效性、可行性。     

无扰载荷航天器相对运动动力学建模

为满足无扰载荷(DFP)航天器中非接触式作动器对有效载荷模块(PM)与支持模块(SM)之间相对运动的要求,本文建立了PM与SM之间的六自由度相对运动动力学模型。考虑立方构型DFP接口,分析了作用于PM与SM的力和力矩。考虑DFP航天器相对运动控制的特殊性,建立了SM相对PM的相对姿态动力学模型和PM相对SM的相对平动动力学模型,然后采用比例微分(PD)控制方法设计了DFP航天器的控制系统。数值仿真结果表明,定向状态或姿态机动过程PM与SM六自由度相对运动均满足非接触式作动器作用范围的要求,既可保证PM与SM无机械接触,又可实现对PM精确定向和姿态机动,说明六自由度相对运动动力学建模对研究DFP航天器具有重要意义。     

对无控旋转目标逼近的自适应滑模控制

对追踪器逼近无控旋转目标器的轨迹和姿态六自由度控制问题进行了研究.基于适用于任意偏心率的航天器相对运动轨道和姿态动力学模型,对追踪器逼近无控旋转目标的参考轨迹和参考姿态进行了分析与设计,推导了一种用于六自由度逼近控制的自适应滑模控制器.通过仿真分析,证明了所设计的逼近参考轨迹和参考姿态的合理性,同时验证了自适应滑模控制器的有效性.     

基于多智能体系统的多航天器编队分布式姿态协同控制

多航天器编队飞行在深空探测及协同对地观测等领域有着重要应用,而多航天器的姿态跟踪及协同控制技术作为其关键技术之一也引起了极大的关注。近年来,随着分布式人工智能技术的发展,多智能体系统(MASs)受到了航天器控制领域学者的关注并将其应用到多航天器编队控制中。本文回顾了多智能体系统协同控制及其在多航天器编队姿态协同控制中应用的研究进展。首先,从多航天器编队不同控制需求出发,分别从一致性跟踪控制、有限时间控制、事件驱动控制方面,回顾了多智能体系统协同控制问题的进展;其次,回顾了多航天器姿态协同控制在上述需求方面的研究进展,并基于多智能体系统的协同控制理论,提出了相应的分布式姿态协同控制策略。     

基于实时相对测量的航天器指向跟踪控制问题研究

针对大型挠性航天器指向跟踪控制问题,提出一种期望姿态估计方法和基于反步法的姿态跟踪控制方法。首先采用平方根容积卡尔曼滤波进行相对轨道估计,利用相对位置估计信息解算出追踪航天器观测轴指向目标航天器的期望姿态。然后基于修正Rodrigues参数描述的误差姿态动力学方程设计了姿态控制器,考虑系统惯量的不确定性设计了自适应控制律。最后将该方法应用到某空间观测任务中,仿真结果表明了方法的有效性。     

复杂约束下的编队姿态有限时间协同控制方法

综合考虑无角速度量测、外部扰动和系统参数不确定性等约束条件的影响，研究航天器编队姿态有限时间协同控制问题。首先建立航天器相对姿态协同控制模型，利用扩张观测器实现对系统姿态角速度及耦合扰动的估计；在此基础上提出了一种有限时间滑模姿态协同控制律；通过构造合适的Lyapunov函数证明了系统相对姿态误差能够在有限时间内收敛到有界域内；将该结果推广到存在饱和输入情形下，并设计了相应的有限时间滑模姿态协同控制律。仿真结果校验了算法的有效性。     

基于J2项摄动的MMS任务编队优化设计

Magnetospheric MultiScale(MMS)任务利用椭圆轨道远地点附近的正四面体航天器编队,协同完成对地球磁层结构和动力学特性的测量和分析.采用基于轨道根数的相对运动模型,分析了主航天器轨道根数对J2项影响下四面体平均性能指标--质量因子均值和平均边长均值的影响规律,并由此提出一种编队轨道优化设计方案,将其应用于第1阶段MMS任务的四面体构形设计中.该方案的设计变量包括主航天器的6个轨道根数和3个从航天器的15个相对轨道根数(除相对半长轴外),目标函数既考虑到四面体编队的平均性能,又兼顾了3个从航天器相对运动的受摄影响.仿真算例显示,在不施加主动控制的条件下,利用该方案设计远地点附近平均性能保持最优的四面体编队是可行的.     

基于J2项摄动的MMS任务编队优化设计

Magnetospheric MultiScale（MMS）任务利用椭圆轨道远地点附近的正四面体航天器编队，协同完成对地球磁层结构和动力学特性的测量和分析。采用基于轨道根数的相对运动模型，分析了主航天器轨道根数对J2项影响下四面体平均性能指标——质量因子均值和平均边长均值的影响规律，并由此提出一种编队轨道优化设计方案，将其应用于第1阶段MMS任务的四面体构形设计中。该方案的设计变量包括主航天器的6个轨道根数和3个从航天器的15个相对轨道根数（除相对半长轴外），目标函数既考虑到四面体编队的平均性能，又兼顾了3个从航天器相对运动的受摄影响。仿真算例显示，在不施加主动控制的条件下，利用该方案设计远地点附近平均性能保持最优的四面体编队是可行的。     

飞行器制导控制一体化编队控制器设计

针对主从式结构飞行器协同编队控制问题，以侧滑转弯飞行器为研究对象，采用制导控制一体化(Integrated guidance and control, IGC)方法设计编队控制器。首先在惯性坐标系中定义相对运动坐标系，建立相对运动模型，结合飞行器动力学模型，得到全状态制导控制一体化模型；然后采用反演方法，结合滑模变结构与神经网络自适应理论设计了编队控制器，并证明了控制系统稳定性；最后在高速情况下进行了六自由度数值仿真，对比了IGC设计方法与分离设计方法的控制性能。仿真结果表明所设计的IGC控制器能够快速精确地对期望编队队形进行构建与保持，并且较分离设计方法具有优越性。     

接近和跟踪非合作机动目标的非线性最优控制

航天器在实施对空间非合作目标的近程操作任务中,需要接近目标并保持在目标附近的特定方位,对目标指定部位随动跟踪和观测。针对非合作机动目标的接近和视线跟踪的六自由度控制问题,根据视线坐标系下的相对轨道方程和体坐标系下的相对误差四元数姿态方程,建立了航天器间近距离相对运动的轨道和姿态联合控制模型。考虑模型的非线性、时变性和计算的快速性,采用θ-D控制方法进行接近和视线跟踪的轨道和姿态联合控制。为了减小跟踪同时存在轨道和姿态机动的非合作目标的控制误差,应用Lyapunov最小-最大定理设计了θ-D修正控制器,改善非合作目标同时进行姿态和轨道机动时的控制性能。仿真验证了模型的正确性和控制器良好的跟踪性能。     

抓捕航天器的多环递归姿态跟踪控制

为提升存在控制饱和约束抓捕航天器的姿态跟踪精度,先引入姿态跟踪误差的积分项,将广义二阶姿态控制系统扩展成广义三阶姿态跟踪动力学系统,并给出扩展系统控制目标的设计方法;接着对扩展系统提出多环递归跟踪控制策略,设计了一种辅助动力学系统在线消除控制饱和约束,给出保证闭环系统渐近稳定的自适应多环姿态跟踪控制器。数值仿真显示,该方法能有效提升姿态跟踪精度,且姿态跟踪轨迹具有优良的动态品质。     

卫星编队飞行相对位置自适应协同控制

针对卫星编队飞行相对位置协同控制问题,基于编队卫星相对运动非线性动力学方程和一致性理论设计了两种自适应协同控制器。首先,在卫星质量不确定和星间信息交互存在通信时延的条件下,设计了一种全状态反馈自适应协同控制器,并证明了该控制策略对空间摄动力的鲁棒性。其次,进一步考虑速度信息不可测的条件下,采用滤波器设计了一种无速度反馈的自适应协同控制器。最后,以编队构型重构为例对两种自适应协同控制器进行了仿真校验。仿真结果表明：两种自适应协同控制器均可有效应用于卫星编队飞行相对位置的协同控制,能够保证编队卫星对各自期望轨迹跟踪的同时暂态保持编队构型的稳定,具有较高的控制精度。     

考虑输入饱和的多航天器系统姿轨耦合分布式协同跟踪控制

基于一致性理论,研究了多航天器系统相对轨道及姿态耦合的分布式协同控制问题。在仅有部分跟随航天器可获取领航航天器信息的情形下,针对各跟随航天器存在未建模动态以及外部环境干扰等问题,利用双曲正切函数的性质,提出了考虑输入饱和的分布式自适应协同控制律。首先,对于领航航天器具有时变状态的情形,为每个跟随航天器设计了3个滑模估计器,对领航航天器的状态进行估计。其次,针对跟随航天器间相对速度和角速度难以测量的问题,设计仅需领航航天器状态的切比雪夫神经网络自适应更新律。最后,设计考虑输入饱和的分布式自适应协同控制律保证各跟随航天器跟踪动态领航航天器。仿真结果表明了该算法的有效性、可行性。     

SE(3)上姿轨耦合航天器高精度快速终端滑模控制

针对编队飞行航天器姿轨耦合一体化控制问题,本文提出了一种高精度快速收敛的滑模控制方法。首先,建立了以Lie群SE(3)上指数坐标表示航天器位置和姿态跟踪误差的相对耦合动力学模型。然后以该指数坐标和速度跟踪误差定义的滑模面,设计了一种新型的基于切比雪夫神经网络(CNN)的非奇异快速终端滑模控制器(NFTSMC),实现了跟踪航天器对目标航天器的有限时间跟踪控制,并基于Lyapunov方法证明了系统的稳定性。该控制器无需显式的相对参考状态,不仅能保证滑模到达阶段和滑动阶段的有限时间稳定性,还由于引入仅需期望信号具有强逼近能力的CNN在线自适应估计系统总扰动而获得了较高的控制精度。最后,对主从模式的编队飞行航天器进行了仿真分析,结果表明该方法是有效可行的。     

航天器快速绕飞任务的六自由度滑模控制研究

随着航天器在轨服务的发展,快速绕飞成为当前航天任务设计的一个重要课题.快速绕飞采用受限相对运动轨迹,为了实现任务目标需要考虑航天器位置与姿态的六自由度耦合控制问题.采用滑模变结构控制理论,解决了航天器快速绕飞的六自由度推力控制问题.首先.从完全非线性相对轨道动力学方程和修正罗德里格斯参数表示的姿态运动学方程出发,建立了包含未知有界干扰的六自由度动力学模型,该模型形式简单,适用于任意偏心率的目标轨道;其次,以圆形绕飞为例,给出了任意方位快速绕飞轨迹的数学表示和任意位置期望姿态的计算模型;然后,考虑航天器形状及推力器配置,应用滑模变结构控制的趋近律方法,设计了对未知有界干扰具有鲁棒性的控制律.最后的仿真算例验证了控制律的有效性.     

主从编队反舰导弹末制导段一体化位姿控制

针对领弹-从弹编队构型的反舰导弹的末段协同制导,提出一体化位姿控制（ICPA）策略,将传统的位置跟踪控制和姿态稳定控制集成一体。建立便于一体化策略实施的串级型设计模型,在动态面控制的框架下设计一体化位姿控制算法,并通过Lyapunov方法证明其稳定性。从弹仅需获取领弹的位置信息,就能在确保自身姿态稳定的同时精确跟踪期望位置保持编队构型,而无需领弹的航向、速度、姿态等其他信息。总结一体化设计思想的本质：通过一个中间状态量建立质心方程和姿态方程之间的直接联系,集成出一个串级型设计模型,并针对其进行闭环算法设计。最后,通过仿真对所提出的一体化位姿控制策略及算法进行校验。     

主从式编队航天器连通性保持与碰撞规避

针对主从式航天器编队过程中存在的通信距离约束、航天器之间的碰撞以及空间干扰等问题,提出一种基于非线性干扰观测器和人工势函数的分布性协同控制方法。当初始通信网络连通时,通过在分布式协同控制器中引入吸引势函数,保证整个编队过程中通信网络始终是连通的。针对主航天器速度仅有部分从航天器直接可知的情况,为每一个从航天器设计分布式的速度观测器估计主航天器的速度,从而实现航天器之间的速度协同。此外,通过在控制器中引入非线性干扰观测器对外界干扰进行观测,显著增强了航天器编队的精度。仿真结果表明,本文提出的分布式协同控制方法不但能够实现对主航天器的速度跟踪以及航天器之间的队形保持,而且能够在编队过程中实现通信网络的连通性保持和航天器之间的碰撞规避。     

针对失控翻滚目标航天器的交会对接控制

研究了一个受控的追踪航天器和一个失控慢速翻滚的目标航天器的末段交会对接控制问题。通过引入基于特征模型的控制方法,设计了相对位置跟踪控制器以及姿态同步控制器,克服了针对目标航天器测量中存在的较大不确定时延,航天器动力学参数的不确定性,以及追踪航天器存在的较大帆板挠性,实现了针对失控自旋目标的末段精确交会对接控制。最后,通过搭建仿真系统进行动力学仿真,进一步验证了本文控制策略的有效性。     

基于极坐标方程的悬停编队和交会控制研究

研究共面轨道航天器悬停编队和交会控制问题.基于轨道面板坐标运动方程,建立航天器期望状态和实际状态运动方程,将实际状态追踪期望状态问题化为参考模型跟踪误差控制问题求解.针对参考模型跟踪误差方程的时变耦合性.采用Lyapunov定理及LaSalle不变性原理设计不同偏心率悬停编队和椭圆参考轨道交会最优控制律,并分析系统稳定性.仿真结果验证了该算法的正确性和有效性.