纯磁控微小卫星姿态控制研究

针对微小卫星速率阻尼、姿态捕获及三轴稳定的不同姿态控制模式,设计了采用纯磁控的控制律.首先以轨道坐标系为参考建立卫星模型,然后在卫星能量分析和Lyapunov稳定方法基础上,应用B-dot控制进行速率阻尼,给出了全局稳定能量控制来进行姿态捕获和三轴稳定控制的新方法,同时根据线性化的卫星模型,设计了常系数LQG控制律.仿真结果表明,B-dot可以有效地进行速率阻尼,能量控制策略适用于大角度姿态捕获和三轴稳定,稳定控制时LQG与能量控制相比具有更高的精度,但稳定度略差.      

航天器推力器布设对燃料消耗的影响

对航天器六自由度控制的推力分配问题进行了研究,参考卫星导航系统中几何精度衰减因子(GDOP) 的定义,首次提出了推力器构型燃料消耗因子（FCF）的概念,并将此概念用于定义推力器相对几何关系引起的期望控制量与燃料消耗间的比例关系。通过矩阵理论分析得到了燃料消耗因子随推力器数目增加而减少的结论,并通过仿真计算对结论进行了验证。     

卫星姿态控制推力器布局分析

针对卫星姿态控制过程中推力器数目和分布的选取问题,给出了星上常用的4种推力器安装布局,通过相平面控制,给出了各个稚力器的喷气时间,通过对不同布局下系统的控制精度、燃料消耗和可靠性等方面进行分析和比较,给出了推力器布局设计准则.该准则表明系统的可靠性和燃料消耗是推力器布局设计的主要参考依据.     

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.     

基于支持向量机的卫星执行机构故障诊断研究

针对脉冲等离子体推力器（Pulsed Plasma Thruster,PPT）作为执行机构的微纳卫星姿态控制系统故障问题,采用了支持向量(Support Vector Machine,SVM)技术对脉冲等离子体推力器的两种常见故障进行检测与隔离。运用自适应遗传算法优化墨西哥草帽小波核函数参数,并结合小波分析,提高了SVM分类器的超平面寻优效率与泛化能力。最后,通过仿真分析,验证了该方法可快速准确地完成故障诊断任务,也证明了小波核函数支持向量机技术在故障诊断方面的先进性与有效性。     

改善反作用轮低速性能的补偿观测器方法

基于Ｄａｈｌ摩擦模型,给出了用于卫星姿态三轴稳定控制的反作用轮低速动力学方程,就反作用轮转速过零对卫星姿态产生的扰动现象进行了分析,提出了一种利用非线性观测器估计摩擦力矩,并予以补偿的补偿观测器方法。仿真结果表明,该方法改善了反作用轮低速性能,提高了卫星姿态控制的指向精度和稳定度。     

大椭圆轨道卫星交会高轨目标的高精度视线跟踪控制

针对大椭圆轨道卫星交会高轨卫星期间的相对姿态指向控制需求,提出了一种采用混合执行机构的快速、高精度视线跟踪姿态控制的方法.首先根据相对姿态控制流程设计了执行机构的配置,结合采用喷气推力器和角动量交换装置卫星的姿态动力学模型,推导了用相对四元数描述的视线运动学方程.其次,针对交会快速接近段的姿态快速机动要求设计了一种喷气相平面控制律,针对最近交会段的高精度高稳定度视线跟踪要求设计了一种鲁棒滑模控制律.最后设置了一个算例,仿真结果表明:相对距离100 km以内快速交会阶段的视线跟踪控制精度达0.005 3°,从而验证了整套控制算法的有效性.     

带有挠性附件卫星的自适应内模控制

导出了带有“拍打”运动的挠性卫星数学模型 ,并指出模型的不确定性 ;给出了卫星姿态控制器的基本形式 ,并分析了控制器参数的选取准则以保证姿态控制系统的稳定性 ;进而利用在轨辨识在线修正控制器参数形成了卫星姿态的自适应内模控制器。分析和仿真结果表明 ,所提出的自适应内模控制器能够有效提高大型卫星的姿态指向精度和稳定度     

基于人工蜂群算法的固定时间多脉冲交会

在两航天器交会问题中,采用多脉冲变轨策略往往能取得更小的燃料消耗.利用人工蜂群算法优化了航天器固定时间多脉冲交会问题,提出一种改进的人工蜂群算法.该方法能够简化时间约束的处理,能获得满足地球半径约束的解.该方法易于编程,鲁棒性强,可以应用到不同的摄动模型.仿真结果表明,该算法不易陷入局部最优,相比于粒子群算法和传统人工蜂群算法具有更高的求解精度.     

Coordinated control of tethered space robot using mobile tether attachment point in approaching phase

Tethered space robots (TSRs) have wide applications in future on-orbit service owing to its flexibility and great workspace. However, the control problem is quite complex and difficult in the phase of approaching target, and the fuel consumption must also be taken into account. Hence, we present a novel scheme of achieving coordinated orbit and attitude control simultaneously for the TSR. Space tether, which can provide greater force compared with the thruster force, is used in the design of the orbit and attitude coordinated controller. A coordinated control mechanism is designed to provide attitude control torques of the pitch and yaw motions by adjusting the position of the mobile tether attachment point, while the roll motion is stabilized by the thruster. In order to guarantee this mechanism to work properly, constant tether tension strategies are utilized to plan an optimal approaching trajectory which is tracked by the coordinated controller of tether force and thruster force. Numerical simulation validates the feasibility of our proposed coordinated control scheme for TSR in the approaching phase. Furthermore, fuel consumption of the orbit and attitude control are both significantly reduced compared with traditional thruster control.     

线性伪谱模型预测能量最优姿态机动控制方法

针对大气层外飞行器大角度姿态机动控制问题,提出了一种能量最优的线性伪谱模型预测大角度姿态机动控制方法。首先,通过离线弹道规划获得满足初始、终端约束且能量最优的姿态机动控制轨迹;然后,以离线弹道为基准对姿态动力学方程进行小扰动线性化处理,获得以状态偏差为自变量的线性误差传播方程;最后,以能量最优作为性能指标,通过高斯伪谱法对原问题进行离散,推导获得满足终端偏差修正的控制解析表达式。数值计算和蒙特卡罗仿真表明,该方法不仅计算精度高、求解速度快,满足实时计算要求,而且具有较强的鲁棒性,能够实时消除各种干扰。此外,在同等控制精度条件下,该方法相对传统线性二次型调节器（LQR）跟踪方法,能量消耗减小10%。      

基于区域平均燃料消耗的推力器配置问题

摘要： 为实现精准的交会对接需要同时进行相对位置与相对姿态的六自由度控制.在控制指令一定的情况下,不同的推力器配置以及不同的控制分配算法会带来不同的推进剂消耗.实际任务中,可以从时间和空间上对控制指令进行划分,即控制指令在一段时间内集中在一定的空间区域内.本文提出发动机配置区域平均燃料消耗的度量指标,针对三维和六维控制任务给出区域平均燃料消耗的计算方法,进而提出对推力器配置阵的优化思路,对于完善控制指令分配和推力器配置设计与优化有重要的意义.     

考虑燃料晃动效应的航天器自适应滑模姿态控制

针对一类带有球形储液箱的航天器,在将其等效为单摆模型的基础上,分析了系统方程的特点,将系统的状态变量分为两部分,并考虑到在航天器机动过程中燃料消耗作用的影响,导致系统方程中的三个重要参数发生变化.基于以上原因,设计了一种自适应分层滑模控制器,采用李雅普诺夫函数法求取自适应控制律和总的控制量,保证闭环系统的稳定性.最后通过仿真验证这种控制器设计不仅可以使系统姿态在短期时间之内达到稳态,还同时抑制了液体晃动产生的影响.     

太阳同步冻结轨道星座保持与捕获

太阳同步冻结轨道卫星在经过同一星下点时光照特性和轨道高度相同,便于载荷观测及定标.由多颗太阳同步冻结轨道卫星组成的星座,需要实现星座成员轨道倾角、轨道高度、偏心率矢量和相对轨道幅角的同时保持.提出了基于切向单脉冲的最低燃耗轨道面内保持策略,证明了该策略的稳定性和燃料最优性,给出了太阳同步轨道地方时保持简单算法.仿真证明...     

执行器故障下挠性航天器自适应边界容错控制

针对执行器故障下的挠性航天器的姿态控制及振动抑制问题,提出了基于模型变换的自适应边界容错控制方案,实现了挠性航天器的姿态跟踪及振动抑制。首先,为了准确刻画航天器刚体与挠性振动之间的强耦合特性,采用互联偏微分方程-常微分方程描述挠性航天器的混合动力学;其次,设计辅助信号建立边界条件与内部动力学之间的关系;进而,采用直接自适应控制技术设计边界容错控制律及参数更新律,保证挠性航天器闭环姿态控制系统的渐近跟踪性能;最后,仿真结果验证了所提出的边界容错控制算法的有效性。     

网联混合动力汽车能量优化控制

能量管理策略是混合动力汽车的核心技术之一,决定了车辆的燃油经济性和排放性能。针对现有混合动力汽车的能量管理都是基于固定工况开发而没有考虑实际道路工况的问题,基于智能交通系统（ITS）和专用短程通信技术（DSRC）获取的道路交通信息和周边车辆信息,提出了一种网联混合动力汽车分层能量控制方法。其中,上层控制器利用道路交通信息和模型预测控制算法预测车辆的最优目标速度并计算出需求转矩;下层控制器利用上层控制器获得的目标车速信息,实现最优车速跟随,并使用模糊神经网络控制算法优化发动机和电动机之间的转矩分配以降低燃油消耗。仿真结果表明:与传统的能量管理策略相比,所提方法可以有效避免车辆在红灯时停车,车辆的燃油消耗率降低了34.88%,HC、CO和NO_x的排放分别降低10.59%、66.19%和1.05%,提升了混合动力汽车的燃油经济性和排放性能。      

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