静止轨道卫星连续式等间隔脉冲推力东西位置保持策略

参考地球静止轨道卫星传统东西位置保持控制原理,提出连续式等间隔脉冲推力东西位置保持策略.在摄动分析基础上,给出该策略的控制流程以及控制参数计算公式,进行了轨道参数、姿态控制和角动量管理三方面的影响分析,仿真验证了该策略作用下卫星半长轴、偏心率和平经度的变化趋势,结果表明新策略可以长期有效地控制卫星平经度在漂移环范围内,并具有控制流程简单,位保精度高等优势.     

仿生机器鱼尾鳍拍动的控制算法

两关节尾鳍拍动控制是一个在高速、大载荷下的运动控制问题,它要求同时保证速度和位置波形失真都比较小.论证了尾鳍拍动推进方式与鱼体波动推进方式的一致性,根据尾鳍拍动的运动规律导出了用于拍动控制的数学模型.基于SPC-III机器鱼硬件平台,在主臂控制上,提出了根据摆角位置解算转速,并结合时间与摆角位置关系进行速度补偿的算法;在小臂控制上,提出了根据两关节摆角位置的关系及程序循环周期解算小臂目标位置的跟随算法.对高频拍动的实现进行了探讨.在试验中对尾鳍拍动的跟随性进行了验证.      

两种J_2摄动模型下卫星编队相对位置误差分析

为了研究一个轨道周期内卫星和卫星编队的运动规律,在J2摄动理论基础之上,采用摄动加速度分析方法,给出了J2瞬时摄动模型。以近地太阳同步轨道卫星和双星编队为例,与只考虑J2一阶长期项的平均摄动模型比较,仿真分析结果表明,对卫星而言,一个轨道周期内,卫星半长轴相对平均半长轴漂移达到18km,偏心率相对平均偏心率漂移达到10-3量级,轨道倾角相对平均轨道倾角漂移达到0.01°,即由于J2瞬时摄动的影响,卫星运动发生了摄动;对双星编队而言,一个轨道周期内,两星相对位置的径向误差达到5km,沿迹向误差达到19km,法向误差相对较小,在10-2量级上,相对距离的误差达到了19km,随着时间的推移,误差会越来越大。     

基于状态转移矩阵的航天器多脉冲悬停方法

基于航天器相对运动的状态转移矩阵描述,研究了空间相对悬停的多脉冲控制方法,解决了工程实践中连续推力悬停轨道控制技术对航天器控制推进系统要求较高的难题。给出了两航天器在圆、椭圆和双曲线等圆锥曲线参考轨道上相对运动的状态转移矩阵描述。在此基础上,定性分析了椭圆参考轨道偏心率对悬停精度的影响,推导了航天器多脉冲悬停速度脉冲控制量的计算方法。数值仿真算例显示,该方法可有效实现一定悬停精度要求下的空间相对悬停控制,且随着一个轨道周期内脉冲数的增加,相对悬停的效果得到提升。     

椭圆轨道相对动力学状态转移矩阵

针对已有研究的不足,给出了更加便于理论分析和工程应用,并具有普遍适用性的状态转移矩阵的一种新形式。基于Lawden方程推导了以三维空间中位置-速度表示的状态转移矩阵元素的具体表达式,并将其由角域变换到时域,得到了表示真实位置速度的状态转移矩阵,通过初等变换可以从该矩阵得到任意需要的形式。仿真结果表明了状态转移矩阵的有效性,可将其用于任意偏心率椭圆轨道的三维轨道交会、轨道修正、编队队形设计及控制问题。     

V型轮控系统卫星东西位置保持策略优化方法研究

以某在轨GEO卫星为研究对象,探讨了适用于V型轮控系统特点的东西位置保持策略．首先分析了V型轮控系统的工作原理,提出了轮控过程中推力器效率的标定方法和喷气卸载对轨道影响的数学模型;然后深入分析了轮控过程中姿态控制对卫星东西位置保持环及偏心率的影响,提出了延长位保周期的控制策略,并在实际任务中获得了较好的效果．     

地球静止卫星在轨东西向保持的理论和实测结果分析

本文对地球静止卫星在轨东西向保持做了定性和定量的描述;对反映东西保持漂移环的几个重要参数做了理论和实测结果分析。分析结果表明:用实测星下点统计计算得到的卫星东西漂移加速度和卫星同步半径与理论计算有较好的一致性。     

基于X射线脉冲星的航天器自主导航数值分析研究木

基于X射线脉冲星的天文自主导航方法稳定、可靠、精度高.是航天器自主导航领域重要的发展方向.论文介绍了基于X射线脉冲星导航的基本原理,给出了脉冲星自主定位的滤波模型;基于扩展卡尔曼滤波导航算法,以地球同步轨道为例,分析了不同初始误差、轨道倾角、轨道偏心率以及不同脉冲星方位误差下的导航精度.仿真算例表明,在脉冲星方位误差为0.001"、脉冲到达时间测量误差为0.1μs的情况下,导航定位精度优于1 km,且对初始误差不敏感;脉冲星方位精度、脉冲计时精度、轨道面位置和轨道偏心率是影响导航精度的主要因素.     

基于X射线脉冲星的航天器自主导航数值分析研究

基于X射线脉冲星的天文自主导航方法稳定、可靠、精度高,是航天器自主导航领域重要的发展方向.论文介绍了基于X射线脉冲星导航的基本原理,给出了脉冲星自主定位的滤波模型;基于扩展卡尔曼滤波导航算法,以地球同步轨道为例,分析了不同初始误差、轨道倾角、轨道偏心率以及不同脉冲星方位误差下的导航精度.仿真算例表明,在脉冲星方位误差为0.001″、脉冲到达时间测量误差为0.1μs的情况下,导航定位精度优于1km,且对初始误差不敏感;脉冲星方位精度、脉冲计时精度、轨道面位置和轨道偏心率是影响导航精度的主要因素.      

深空探测转移轨道自主中途修正方法研究

针对深空转移轨道,提出以B平面参数为终端参数,采用脉冲控制和线性制导的自主中途修正方法.由自主导航系统定期确定探测器的当前位置和速度,之后利用精确动力学积分递推状态至B平面,得到打靶误差,若误差超出目标精度范围又在自主修正系统修正能力范围内,则立即利用以B平面参数为终端参数的线性制导公式并结合牛顿迭代计算出修正轨道的速度增量.利用中心差分公式计算终端参数对控制参数的敏感矩阵.蒙特卡罗仿真表明,在小偏差前提下该方法能够达到制导目标.     

基于ASUKF的火星探测器脉冲星自主导航方法

脉冲星导航可靠、稳定、精度高, 是实现火星探测器自主导航的有效手段之一.针对脉冲星导航中脉冲到达时间的微小误差会引起巨大的位置估计误差这一问题,提出了一种基于扩维Unsented卡尔曼滤波(ASUKF,Augmented State Unscented Kalman Filter)的火星探测器脉冲星自主导航方法,建立了以位置、速度和脉冲到达时间的常值测量误差作为状态量的导航系统数学模型,可在对探测器位置、速度进行估计的同时有效估计并修正脉冲到达时间的常值测量误差,并降低随机测量误差的影响.仿真结果表明该方法的导航定位精度可达350m以内,可以满足火星探测自主导航的需要.     

GEO卫星基于电推进系统的倾角与偏心率联合控制方法

针对配置电推力器的GEO卫星位置保持问题,提出一种对倾角与偏心率进行联合控制的方法,建立了求解控制方程的优化模型,并针对优化模型变量多、约束复杂的问题进行降维处理,得到两种简化的求解方法,降低了求解复杂度与计算量,适合星上自主计算。采用联合控制方法,仅靠电推力器就能够同时实现卫星倾角和偏心率的高精度控制,有效降低卫星位置保持总的推进剂消耗。仿真算例表明,与电推力器只控倾角的传统方法相比,在保证偏心率控制精度不变的前提下,采用电推力器倾角与偏心率联合控制方法,15年寿命期内节省推进剂质量39kg。     

火卫一周期准卫星轨道及入轨分析

围绕火卫一的准卫星轨道（QSOs）因其具有良好的稳定性,是火卫一探测任务最为实用的轨道。在平面圆型限制性三体问题模型下,利用庞加莱截面和KAM环迭代方法探究了准卫星轨道的周期轨道族,并给出不同能量准卫星周期轨道的初始条件。针对火卫一周期准卫星轨道入轨,提出一种转移轨道设计方法:对准卫星周期轨道调整速度后进行反向积分,直至离开火卫一邻近区域,从而得到由火星环绕轨道向火卫一周期准卫星轨道的转移轨道,并调整转移轨道参数对燃料与时间消耗进行优化。研究结果表明,当周期准卫星轨道能量处于特定区间时,存在特定速度脉冲区间,可利用火卫一引力实现较少燃料消耗的轨道转移;在该速度脉冲区间中,通过选取较小的速度脉冲,可缩短转移时间。      

基于Lyapunov方法的双臂空间机器人避障碍分级非完整运动规划

以Lyapunov方法为基础,讨论了载体姿态与位置均不受控制的双臂空间机器人系统的避障碍分级非完整运动规划问题.该方法充分利用系统的非完整动力学性质,以系统动量矩守恒关系及运动Jacobi关系为基础,建立控制设计所需的系统状态方程及控制输出方程;并在Lyapunov函数的选取上采用两级采取方式,即初级Lyapunov函数确保双臂空间机器人的两个末端抓手从初始位置运动到指定的终点位置,次级Lyapunov函数则确保两个末端抓手避开工作空间中的障碍区域;两级合成则使双臂空间机器人的两个末端抓手既实现了指定的位置移动又避开了障碍区域.系统数值仿真,证明了方法的有效性.      

日晕轨道卫星的转移轨道中途修正研究

由于平动点任务探测器对各种误差源和摄动因素的敏感性,因此必须考虑转移轨道的中途修正问题.以晕轨道近地点入轨的转移轨道为例,进行了初始发射误差的灵敏度分析,提出了三脉冲和四脉冲两种中途修正方案,并且讨论了转移轨道初始误差、导航误差、机动执行误差等误差源和地球摄动、月球摄动、太阳光压摄动等摄动因素对转移轨道修正代价和修正效果的影响.仿真得到了修正时刻和误差量与修正量之间的关系,Monte Carlo仿真结果表明给出的两种修正方案是可行的.     

无刷直流力矩电动机双闭环控制策略仿真分析

针对直接驱动阀(DDV,Direct Drive Valve)伺服系统存在负载扰动和经典的"三环"结构不能满足DDV伺服系统快速性要求的问题,采用双闭环控制系统.对位置环+速度环和位置环+电流环两种双闭环系统进行比较,在频域内设计和优化调节器的控制参数.仿真结果表明:双闭环系统均具有较好的稳定性和动态跟踪品质,能有效地克服负载扰动的影响.在系统阻尼系数很小的情况下,位置环+速度环系统的负载适应性更好,位置环+电流环系统快速性更好,与理论分析结果符合.      

航天器相对运动的两点边界值问题解析解

针对无摄椭圆轨道,推导了表示真实相对位置速度的状态转移矩阵,进而推导出了相对运动两点边界值问题的一阶解析解。所得结果不仅可指定转移时间、还可在时间范围内进行全局的燃料优化或在时间和燃料两者间折中;对于周期和非周期的相对运动均适用。仿真结果表明此解的归一化精度达到10^－6。进一步的仿真发现相对转移过程的燃料消耗会随目标轨道偏心率的增加而增加;随长半轴的增加而减少;随初始真近点角的增加呈现周期性变化;随着转移时间增加,燃料消耗的总趋势是减少的。     

具有外部扰动及不确定系统参数的漂浮基空间机器人关节运动的增广鲁棒控制

讨论了载体位置与姿态均不受控制的漂浮基空间机器人系统的鲁棒控制问题. 利用拉格朗日方法及系统动量守恒关系导出了漂浮基空间机器人欠驱动形式的系统动力学方程, 以确保得到的系统动力学方程关于一组适当选择的组合惯性参数呈线性函数关系. 在此基础上, 借助增广变量法针对末端爪手所持载荷参数存在不确定的情况, 提出了对外部扰动具有鲁棒性的漂浮基空间机器人关节空间轨迹跟踪的拟增广鲁棒控制方案. 所提控制方案由于充分利用空间机器人系统动量守恒关系, 消除了动力学方程中载体位置相关量, 因此具有不需要测量、反馈载体的位置、移动速度和移动加速度的显著优点; 且由于对系统不确定参数及外部扰动始终采用保持鲁棒性的方式而非在线估计的方式, 有效减少了计算量, 因此更适用于机载计算机运算能力有限的空间机器人控制系统实时在线应用. 一个平面两杆空间机器人系统的数值模拟仿真, 证实了方法的有效性.      

航天器交会绝对导航向相对导航过渡阶段的分析与设计

对航天器交会寻的段不同的机动模式,考虑相对导航最远联络距离、最晚联络开始时间以及最早轨道圆化机动时间等约束条件,阐述绝对导航向相对导航的过渡阶段(即介于调相段与寻的段之间的漂移段)的设计问题,包括漂移段终点与相对导航联络点位置的确定以及漂移段起点位置偏差分析,建立了漂移段起点标称位置与调相段机动速度偏差的关系式,给出漂移段起点标称位置范围及调整方法。     

基于变系数PID的无刷直流电动机双闭环系统

针对应用于直接驱动阀的电气双余度无刷直流力矩电动机控制系统,提出在位置环采用变系数PID(Proportion Integration Differentiation)控制算法,根据位置偏差改变调节参数,逐步加强比例和积分作用以快速消除系统稳态误差而又不引起系统抖动;为了保证系统的稳定性,对位置偏差的积分项进行了限制.实验结果表明:位置环采用该变系数PID控制算法的双闭环系统能够有效地保证系统的稳定性能和响应精度.同幅值的位置阶跃响应,位置环/电流环双闭环系统的上升时间比位置环/速度环双闭环系统的上升时间减小了32%;位置环/速度环双闭环系统具有优良的负载适应性能,鲁棒性强.