航天器的有限时间时变滑模姿态控制方法设计

本文研究具有参数不确定性和外部扰动的航天器姿态控制问题.针对修正罗德里格参数表征的航天器姿态模型提出一种有限时间时变滑模函数,在此基础上设计一种有限时间收敛的滑模姿态控制方法,并证明其稳定性,给出控制参数的设计方法.该方法在保证系统渐近稳定的前提下,不仅能够实现姿态跟踪误差在有限时间内收敛,而且能够实现姿态跟踪误差在设定的时间收敛,且全局具有滑模动态确定的系统响应.通过仿真结果验证本文提出方法的有效性.     

飞轮控制的欠驱动刚体航天器姿态控制器设计

针对"三正交加斜装"反作用轮系统中某两个本体轴上的飞轮失效的欠驱动情况,研究了航天器的姿态控制问题.在系统初始角动量为零的条件下,设计分段解耦控制律,实现了姿态稳定.采用欧拉角描述法建立了欠驱动航天器的姿态动力学方程和运动学方程.在系统初始角动量为零的条件下,通过分析方程的解耦特性,设计了分段解耦控制律.该方法经过6次机动控制,可实现姿态稳定.数值仿真验证了方法的有效性.     

基于反馈摄动的航天器姿态正规矩阵控制

研究三轴稳定的挠性航天器姿态的鲁棒控制问题．由混合坐标方程导出姿态动力学逆传递函数矩阵,并分析其正规性．基于正规性分析结果,使用系统不确定性反馈摄动描述对姿态控制系统的正规矩阵设计方法进行研究．研究结果表明,逆传递函数矩阵可视为正规矩阵,且动力学参数的摄动不影响其正规性．利用这一特性,提出一种适用于航天器姿态控制的正规矩阵设计方法．在该方法中,航天器姿态的鲁棒控制可以通过增加参数约束达成对三轴姿态的独立控制,从而提高设计的可继承性．计算机仿真验证了该设计方法的有效性．     

基于误差空间的航天器姿态反步容错控制

提出了一种基于误差空间的航天器姿态反步容错控制方法,以反作用飞轮作为航天器的执行器,在考虑反作用飞轮存在安装偏差及故障的情况下,仍可保证航天器姿态的稳定性。首先,基于Lyapunov稳定性原理,根据系统机械能变化构造了具有普遍性的Lyapunov方程。通过反步递推方法,得到了适用于航天器存在执行器偏差及故障情况的普遍性的容错控制方法;然后,通过误差空间拓扑所得的误差函数描述了势能误差。从几何层面上看,这是描述势能误差的最短路径选择,从而得到了基于误差空间的反步容错控制方法。因此,在对航天器进行姿态控制时,该方法可以迅速调整增益,使得系统姿态误差迅速收敛至零,从而有效减少系统响应时间;最终,通过对考虑执行器偏差及故障情况的航天器姿态控制系统使用不同的控制方法进行数值仿真,验证了该方法能够在执行器故障情况下依然保持系统姿态的稳定,且具备良好的响应速度。     

带VSCMGs的航天器姿态稳定及功率补偿控制

基于变速控制力矩陀螺群动力学模型建立其复合控制方程和分系统解耦约束方程,用矩阵投影方法同步设计得到航天器姿态与能量一体控制复合操纵律,利用Lyapunov方法分析了转子轴向惯量误差对姿态控制分系统的影响.根据飞轮转子轴向惯量与功率输出之间的误差关系设计出功率控制补偿器.复合操纵律中的力矩和功率两解形式相同,约束方程使得姿态与能量控制两分系统解耦,便于进行考虑执行机构特性的闭环控制系统性能分析.考虑飞轮转子轴向惯量误差时,姿态控制分系统的输出耗散特性使其能够保持稳定,而功率控制分系统输出误差与转子轴向惯量误差成比例关系,经过补偿后功率输出能满足控制要求.     

铰链展开式构型航天器设计及其动力学仿真

基于航天器结构的模块化设计概念,设计了一种空间可展开航天器模块化结构构型,即铰链展开式构型。利用虚拟样机技术,建立了模块化本体和太阳翼虚拟样机模型。在空间失重环境下,分析了模块化本体和太阳翼在3种展开顺序下（本体各模块和太阳翼同时展开、太阳翼先展开本体各模块后展开和本体各模块先展开太阳翼后展开）对航天器姿态的影响,同时对比了不同扭簧参数对姿态角和展开时间的影响。仿真结果表明该模型可为未来高机动、多型态、多用途自适应变构型航天器的设计以及空间姿态控制提供技术支持和借鉴。     

基于网络同步的航天器编队飞行姿态控制方法

航天器编队飞行需要协同控制系统进行统一的协调管理,以实现协同工作。文章将网络同步控制理论应用于航天器编队飞行姿态控制,以提高航天器编队飞行姿态控制的协同性。首先,采用修正的罗德里格斯参数描述航天器姿态动力学;然后,基于网络同步控制算法,设计航天器编队飞行的非线性姿态协同控制律;考虑成员航天器间姿态变化的差异,采用混合控制技术,设计航天器编队飞行混合控制策略。仿真结果验证了控制方法和控制律的有效性,并且相比单一反馈机制,混合控制具有更好的控制品质。     

带有两个飞轮的欠驱动航天器姿态稳定控制研究

在系统总角动量不为零的前提下,仅带两个飞轮的航天器无法实现本体系相对于惯性系三轴姿态角为零的稳定控制,而已实现的角速度稳定控制和自旋稳定控制也无法满足姿态控制任务的多样化需求。于是在系统总角动量不为零时,首次提出存在最大程度姿态稳定形式为航天器本体三轴角速度稳定,同时固连于航天器的某一特定视线轴指向任意给定惯性方向。利用一种新的姿态描述形式推导出了角速度为零时航天器的目标姿态,然后基于线性化后的系统设计了线性二次型最优控制器。数值仿真表明利用此控制器能实现所提出的姿态稳定形式,这对于无须实现本体系相对惯性系三轴姿态角为零,而只需对固连于本体的天线或相机进行惯性空间定向控制的航天器将完全满足其姿态控制要求,同时也能提高欠驱动航天器的可靠性。     

磁悬浮转子状态反馈解耦自抗扰控制方法

针对磁悬浮控制敏感陀螺(MSCSG)转子偏转通道强耦合及航天器姿态测量过程中受扰失稳问题,提出了一种磁悬浮转子偏转解耦抗干扰控制方法。分析了转子两自由度偏转耦合现象,设计了基于状态反馈的解耦控制器;建立了MSCSG在姿态测量过程中航天器的姿态运动对磁悬浮转子产生的干扰力矩模型,采用自抗扰控制器(ADRC)抑制磁悬浮转子的外部干扰;对所建立的扩展状态观测器(ESO)跟踪性和系统稳定性进行了分析,通过调节ADRC中非线性状态误差反馈控制律系数,实现了系统有界输入条件下的稳定。仿真结果表明：状态反馈解耦能够实现偏转自由度的完全解耦,ESO具有良好的跟踪性能,ADRC较传统PID控制方法具有更好的抗干扰性能。     

一种无角速度信息的挠性航天器姿态控制方法

研究了一种无角速度信息挠性航天器的姿态稳定控制方法。针对挠性航天器陀螺故障或无陀螺配置中无角速度测量信息情形下的姿态控制问题,基于姿态四元数设计了姿态定点调节的无速率控制器,利用Lyapunov方法和LaSalle不变原理证明了闭环系统的全局渐近稳定性,并对控制方案进行了改进。仿真验证了控制律的有效性。     

月球立方星姿态控制系统的初步设计与测试

立方星是一种模块化的微小卫星,在科学探测与专业人才培养等方面具有重要意义。针对目前立方星任务逐渐从近地轨道向深空扩展的发展趋势,以立方星月球深空任务为背景,利用商业器件设计并实现了初步的立方星姿态控制系统,以及姿态控制系统所必需的结构、电源、计算机等立方星子系统,同时给出了姿态测试平台的设计方案及其硬件实现。在所搭建硬件平台上,通过测量飞轮控制器的阻尼系数,对控制模型进行参数辨识与标定,获得了与数值仿真一致的实物测试结果。针对姿态控制系统设计了PD控制律,并在控制实验中实现了至任意姿态角的机动控制。     

基于区间算法的微小卫星微推力器阵列规模估计

摘要： 针对以固体微推力器阵列为执行机构的微小卫星初入轨姿态控制需求,研究固体微推力器阵列规模的估计方法.在设计了微推力器阵列单元调用规则和姿态控制律后,考虑微推力器阵列各单元冲量输出的不确定性,使用区间数表示微推力器单元的力矩输出,引入区间算法对初入轨的消旋和姿态捕获两个主要过程中微推力器单元的消耗情况进行计算.利用区间数的不相关性,改善区间计算过程,减小了由区间积分导致的区间扩张.仿真分析表明,提出的固体微推力器阵列规模估计方法可以给出预定入轨条件下的阵列规模需求,且其结果不依赖于微推力器单元力矩输出的概率特性.     

基于FD的微小型姿态系统的姿态估计算法

分别利用微惯性测量单元(MIMU,Micro Inertial Measurement Unit)中的3个加速度计与3个陀螺仪对载体的姿态角进行估计,同时,搭建捷联惯性导航系统,建立姿态误差方程,使用卡尔曼滤波估计载体姿态误差角.构造残差及统计量,利用状态残差检验的故障检测方法,对载体的运动状态进行分离,判断加速度计估计出的姿态角的可用性,对姿态角进行融合.既保证了姿态估计系统的动态性能,又提高了估计精度.由于使用微电子机械系统(MEMS,Micro Electro Mechanical System)惯性器件,使得姿态估计系统的体积小、重量轻、造价低,特别适于微小型载体使用.      

微小卫星用微型控制力矩陀螺研究

摘要： 随着技术的发展,微小卫星已经成为一种功能强大的航天器.为了进一步拓展微小卫星的应用领域,提升其任务效益,高敏捷机动能力成为了微小卫星发展的重要方向.控制力矩陀螺（CMG）因其具有高转矩能量比和低重量力矩比,将成为实现微小卫星敏捷机动的重要执行机构.介绍一种新型的可应用于微小卫星的微型CMG,其角动量为0.1 N·m·s.经过实验室测试和环境试验,结果表明该型CMG可满足微小卫星的姿态控制需求.     

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     

基于气浮台的微小卫星姿态控制实时仿真

针对某在研卫星项目任务需求,以单轴气浮台为仿真平台,对单刚体微小卫星的姿态控制问题进行了气浮台实时仿真研究.介绍了微小卫星仿真气浮台系统的硬件组成,论述了仿真系统软件实现的机制,分析了姿态控制系统的基本原理.根据任务要求,对微小卫星三轴正常姿态稳定控制,大角度机动姿态控制模式进行了仿真实验.实验结果表明姿态控制系统的控制精度能够满足任务要求,从而验证了姿态控制系统方案的正确性和可行性.     

空间多体系统轨道姿态及机械臂一体化控制

针对在轨服务等新型任务对航天器快速机动能力的大幅提高,研究了卫星基座和机械臂构成的空间多体系统的轨道、姿态和机械臂的一体化控制设计问题。首先,建立了空间多体系统的动力学模型;然后,基于退步控制思想,设计了卫星基座、姿态与机械臂一体化控制器,并证明了系统的稳定性,由于利用了空间多体系统的所有自由度,相比传统的基座停控或只控制基座姿态而轨道停轨的方法,极大地提高了系统的适应能力,可同时实现空间大范围的轨道转移、姿态机动,同时利用机械臂对目标进行精确操作控制。通过建立完整的空间多体系统仿真模型,对控制器进行仿真,达到了同时进行轨道、姿态及机械臂末端机动的控制目的,并验证了所提方法的有效性。      

基于UPF滤波的微小航天器姿态矩阵估计方法

针对基于惯性-星光姿态确定系统噪声存在非高斯分布的情况,提出了将离散粒子滤波(UPF)方法应用于定姿系统滤波器设计,该方法用离散卡尔曼滤波(UKF)得到粒子滤波的重要采样函数,从而克服扩展卡尔曼滤波(EKF)和UKF只能应用到噪声为高斯分布的不足。文章以微机电系统(MEMS)陀螺和互补性金属氧化物半导体有源像素图像传感器(CMOS APS)星敏感器为姿态敏感器件,选取基于矢量观测的最小参数姿态矩阵估计方法为定姿算法,提出将UPF与最小参数姿态矩阵估计方法结合,设计了一种针对微小航天器的UPF姿态估计器,采用从MEMS陀螺采集的数据进行了半物理仿真并对其特性进行了分析与比较。仿真比较结果表明:在敏感器精度较差并且系统噪声非高斯分布的情况下,这种基于UPF的姿态估计方法可以取得比EKF和UKF更快的滤波收敛性和更好的滤波精度,有效地提高了定姿性能。     

基于GPS的三维姿态确定系统研究

论述了基于GPS姿态确定的原理、方法、步骤。首先，利用最小二乘平差校准基线，得到基线的准确长度及相互间的几何关系；随后，可以利用这些约束条件加速模糊度求解过程，适于实时应用。通过估计基线向量得到姿态粗解，以粗解为初值进行迭代最小二乘平差，最后得到最终的姿态解。通过一个实验系统验证，给出了实验结果。     

GPS实时定姿系统的设计与实现

以GPS OEM板为基本硬件,在自行研制GPS实时定姿软件的基础上,搭建了GPS实时定姿系统。该系统硬件结构简单,成本低廉。定姿软件解决了数据接收、解码、同步,模糊数快速计算,动态检校等关键技术。经多次静态、动态试验验证,系统运行稳定,动态跟踪性能良好。基线长度为1.2m时,定姿精度优于0.3°,可单独用于系统的导航,或作为系统导航设备的校准装置,具有很好的应用价值。