转动载荷对卫星姿态的影响与控制研究

研究带有转动载荷和挠性附件的卫星姿态控制问题.基于具有广义坐标形式的牛顿 欧拉方法建立了卫星姿态动力学模型和转动载荷力矩模型,研究载荷产生的动不平衡力矩和静不平衡力矩的机理和特点.分析载荷干扰对卫星姿态的影响特性,给出基于传递函数进行拉氏变换以估算姿态抖动量的方法.分析卫星姿态控制系统设计干扰补偿控制器的条件,给出了控制器的工程设计方法.验证结果表明该方法有效且能提高卫星姿态精度.     

基于遗传算法PID整定的卫星姿态控制研究

文章针对新一代资源卫星建立了带有有效载荷的卫星姿态动力学方程,并且使用遗传算法PID参数自整定的方法进行了卫星姿态控制,有效地消除了可转动载荷对卫星姿态的影响。仿真结果表明,使用遗传算法PID参数自整定方法,对卫星的姿态系统具有较好的控制性能,并且克服了传统PID调参困难的缺点。     

基于深度增强学习的卫星姿态控制方法

针对卫星在执行丢弃载荷或捕获目标等复杂任务时遭遇的姿态突然发生变化的问题,采用深度增强学习方法对卫星姿态进行控制,使卫星恢复稳定状态。具体来说,首先搭建飞行器的姿态动力学环境,并将连续的控制力矩输出离散化,然后采用Deep Q Network算法进行卫星自主姿态控制训练,以姿态角速度趋于稳定作为奖励获得离散行为的最优智能输出。仿真试验表明,面向空间卫星姿态控制的深度增强学习算法能够在卫星受到突发随机扰动后稳定卫星姿态,并能有效解决传统PD控制器依赖被控对象质量参数的难题。所提出的方法采用自主学习的方式对卫星姿态进行控制,具有很强的智能性和一定的普适性,在未来卫星执行复杂空间任务中的智能控制方面有着很好的应用潜力。     

卫星锐波束天线指向算法及仿真

推导了卫星锐波束天线指向算法,给出了简化计算模型和仿真结果。文章所给出的天线指向算法是在已知卫星轨道和姿态的基础上,计算锐波束天线指向点二维转动角度的公式,实现卫星动态过程对指向点的保持;通过仿真给出指向点精度和姿态精度的关系,给出自主生成控制函数的简化模型,同时也验证了该算法的正确性,算法可作为星上自主计算的依据。     

基于干扰观测器的挠性卫星姿态 滑模变结构控制

为抑制各种内外干扰因素对挠性卫星姿态控制性能的影响,设计基于干扰观测器的滑模变结构控制器.该控制器采用干扰观测器对系统中存在的内外干扰进行估计,并对估计值加以前馈补偿.在此基础上,采用滑模变结构控制器对未补偿的干扰进一步抑制,实现卫星姿态与姿态角速度的渐近收敛.与单纯的滑模变结构控制器相比,本文的控制器已根据干扰估计值对干扰进行了前馈补偿,采用较小的切换增益即可抑制剩余干扰,颤振现象减弱.仿真结果表明,本文设计的控制器是可行的.     

一种利用CES软件鉴别月球干扰的方法

月球和太阳干扰圆锥扫描红外地球敏感器(CES)导致卫星姿态波动,使若干颗中低轨道卫星在轨出现整星进入全姿态捕获模式.针对这一问题提出了一种利用CES软件鉴别月球干扰的方法,并进行了地面试验验证,试验结果表明该方法不仅可以给出"见月球"标志,并且可以剔除月球和太阳对CES姿态测量的影响.试验结果与在轨飞行遥测数据完全吻合,证明该方法完全有效.     

基于观测器的超静卫星平台关节 任务空间鲁棒控制方法#br#

超静卫星包括星体、载荷和六自由度并联的主动指向超静平台.提出了一种基于干扰观测器设计的主动指向超静平台鲁棒控制方法,利用关节 任务空间控制实现无载荷姿态敏感器场景下的高精度指向.首先,设计关节 任务空间控制策略,控制器既采用了利于实现的关节空间控制器,又包含了任务空间的模型补偿,同时避免了正解运算.然后,针对非线性耦合和建模不确定性等问题,设计干扰观测器对星体与载荷之间的相对偏差干扰进行估计.在此基础上,基于李雅普诺夫方法设计了鲁棒控制器,保证了在干扰不确定性条件下的稳定性.最终,通过对比仿真分析,验证了提出方法的有效性.     

基于观测器的超静卫星平台关节-任务空间鲁棒控制方法

超静卫星包括星体、载荷和六自由度并联的主动指向超静平台.提出了一种基于干扰观测器设计的主动指向超静平台鲁棒控制方法,利用关节-任务空间控制实现无载荷姿态敏感器场景下的高精度指向.首先,设计关节-任务空间控制策略,控制器既采用了利于实现的关节空间控制器,又包含了任务空间的模型补偿,同时避免了正解运算.然后,针对非线性耦合和建模不确定性等问题,设计干扰观测器对星体与载荷之间的相对偏差干扰进行估计.在此基础上,基于李雅普诺夫方法设计了鲁棒控制器,保证了在干扰不确定性条件下的稳定性.最终,通过对比仿真分析,验证了提出方法的有效性.     

一种空间目标高精度指向控制方法

针对空间动目标指向任务对卫星提出的高精度控制需求,研究了卫星星体/快反镜二级复合系统的指向控制问题,给出了一种空间运动目标高精度指向控制方法。首先,基于近圆轨道Clohessy Wiltshire方程获得追踪卫星与目标卫星的位置信息;然后,基于扩展Kalman滤波算法进行多信息融合确定追踪卫星姿态参数,并实时解算出追踪卫星载荷光轴与目标卫星的相对姿态,获得跟踪指向所需的方位角和俯仰角;最后,通过星体一级姿态控制和基于快反镜的载荷光轴二级指向控制,实现对目标卫星的快速、高精度指向。仿真结果表明,该方法可以在保证快速性的同时实现动态指向控制误差小于072″。该方法可以实现对空间目标的高精度指向控制,为未来空间中激光通信等航天任务提供技术支持。     

磁定姿近地轨道卫星EKF与UKF算法比较

某近地轨道(LEO)卫星通过磁强计测量、飞轮控制和磁力矩器卸载,实现三轴姿态稳定.围绕该卫星姿态确定问题,对扩展卡尔曼滤波(EKF)和无迹卡尔曼滤波(UKF)算法进行综合分析对比,最后给出该卫星姿态确定实现方法.分析了地磁模型误差、磁强计测量误差及剩磁的影响,推导了四元数均值及协方差的计算方法.分别引入EKF和UKF进行姿态确定,并讨论了影响算法性能的因素.对两种方法的估计精度、收敛时间及计算需求等指标进行了对比.最后针对该卫星姿态确定要求和硬件条件,选用EKF算法实现姿态确定,满足对地指向精度优于1°,稳定度优于0.1(°)/s的设计指标.     

Spin deployment of Hub-Spoke tethered satellite formation with sliding mode tether tension control

This work develops a tension control strategy for deploying an underactuated spin-stable tethered satellite formation in the hub-spoke configuration. First, the Lagrange equation is used to model the spin-deployment dynamics of the tethered satellite formation. The central spacecraft is modeled as a rigid body, and the tethered subsatellites are simplified as lumped masses. Second, a pure tension controller has been proposed to suppress the tether libration motion in the deployment without thrusting at the subsatellites. A nonlinear sliding mode control is introduced in the tension controller for the underactuated system to suppress the periodic gravitational perturbations caused by the spinning hub-spoke tethered satellite formation. The unknown upper bounds of the perturbations are estimated by adaptive control law. The bounded stability of the closed-loop tension controller has been proved by the Lyapunov theory. Finally, numerical simulations validate the effectiveness and robustness of the proposed controller, i.e., tethers are fully deployed stably to the desired hub-spoke configuration.     

卫星姿态大角度机动的轨迹规划和模型预测与反演控制

空间科学观测、态势感知、对地遥感、操控服务等应用对卫星提出了高精度、高稳定度、平稳柔顺大角度姿态机动的需求。采用欧拉角形式,对时变、非线性卫星姿态动力学系统进行了分析与建模,将每一个测控周期视为一个姿态机动过程。基于动力学系统受控运动的规律,在每一个姿态跟踪机动过程中,预测姿态偏差,通过卫星姿态演化的反演得到控制指令。以三角函数为基础,设计了一种卫星姿态大角度机动的运动轨迹规划方法。本文所述的轨迹规划及控制方法具有轨迹跟踪精度高、稳定性好,跟踪和机动过程平稳柔顺的特点。数学仿真验证了该方法的可行性和有效性。 关键词：轨迹规划; 模型预测与反演控制; 卫星姿态; 大角度机动     

Active vibration suppression for flexible satellites using a novel component synthesis method

This paper is devoted to developing a closed-loop vibration suppression controller for a satellite with large flexible appendages based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method. The dynamics model of a flexible satellite is firstly established by using the Newton–Euler methodology, and the dynamics model of the flywheel is also developed. A novel CSVS method is presented based on zero-vibration differentiator (ZVD), which can guarantee multi-order vibration suppression. Combined with the proposed CSVS method, traditional closed-loop controllers such as PD or sliding mode controllers can be applied to active vibration suppression. The stability of the proposed closed-loop CSVS controller is proved by the Lyapunov theory. Subsequently, the dynamic optimal control allocation algorithm is proposed for six flywheels, and a novel nonsingular fast terminal sliding mode controller is developed to obtain practical voltage control input for the flywheel drive control system. Finally, numerical simulations are carried out to validate the effectiveness of the proposed method.     

基于RBF神经网络的自适应PID星钟热控制

星钟的频率稳定性决定了星钟提供时间信息的精度,而频率稳定性取决于星钟物理核心温度的稳定程度.基于RBF神经网络逼近星钟热模型,设计自适应PID控制方法实现星钟物理核心的温度控制.仿真验证了算法的有效性.     

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。      

含有多级驱动机构卫星的多变量频域稳定性分析方法

摘要： 针对含有多级驱动机构卫星的多级复合控制系统,提出一种多变量频域稳定性分析方法.首先,基于小量假设建立含有多级驱动机构卫星一体化线性模型,针对星体和载荷姿态设计单通道输出线性反馈控制器,采用传递函数矩阵的矩阵分式描述,进行多项式矩阵变换得到多通道闭环系统极点分布规律,确定闭环系统多变量频域输入输出稳定性条件.算例和仿真结果表明,该方法能够验证含有多级驱动机构卫星闭环系统稳定性,并为控制器参数设计提供了有效工具.     

基于在线频率估计的自适应反馈主动隔振技术

针对自适应前馈控制方法的缺点,提出一种周期性振动主动控制的自适应反馈控制方法.利用误差信号恢复振动干扰信号,采用级联陷波器估计信号中周期性分量的频率,并在估计频率处为控制器构造参考信号;控制器的参数则根据Lyapunov稳定性原理进行调整.仿真和主动隔振试验结果表明:频率估计方法在不同信噪比情况下均具有较好的估计精度;主动控制方法在振动频率处的隔振效果明显,隔振量可达16?dB以上,且控制器的参数收敛速度较快.     

一种重力卫星质心在轨标定算法

针对重力卫星质心在轨标定问题,提出了一种将预测滤波与卡尔曼滤波相结合的标定算法。该算法首先利用磁力矩器产生一个明显大于干扰力矩的周期性力矩作用于卫星上,然后利用陀螺数据实现了卫星角加速度的预测滤波估计,并通过静电加速度计信息设计卡尔曼滤波器,实现卫星质心的标定;最后进行了数学仿真,仿真结果表明该算法针对卫星的角加速度及质心位置能够实时估计,三轴最佳标定精度分别为[0.0628 0.0324 0.0414]mm,实现了卫星质心较为精确的标定。     

绳系卫星渐近稳定释放与回收策略

文章研究椭圆轨道下绳系卫星的稳定释放与回收控制问题。首先基于Lyapunov稳定性理论,获得椭圆轨道下系绳释放和回收的速率控制律及稳定性条件,然后提出一套能使系绳沿期望俯仰角进行渐近稳定释放和回收控制的方法。指出存在一个轨道区间,可以实现对通常不稳定的回收过程进行稳定回收,进而提出分区间和分段回收策略以优化回收控制效果。最后,通过数值模拟对所提出的控制律、稳定条件及控制策略进行验证。     

微小卫星轨道保持的混合切换控制方法

固体微推力器阵列作为一种新型推力装置用于微小卫星轨道保持具有精度高、无燃料泄漏、冲量可调等优点,但是微推力器推力不连续的特点,使得控制系统设计时与以往的连续系统有所不同。为了充分发挥微推力器高精度的特性,采用基于混合系统的切换控制思想,建立了微推力器混合切换系统控制模型。首先,根据固体微推力器的推力特点推导了卫星离散动力学模型;其次,以李雅普诺夫稳定性定律为基础,设计了混合系统脉冲切换控制律;最后,针对小卫星轨道控制进行了仿真验证。结果表明,基于混合系统建立的控制模型能准确反映微推力器的特点,轨道保持精度能达到0.2m,而且推力器消耗量满足卫星长时间在轨运行要求。