一种基于SGCMG的欠驱动姿态控制方法

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。     

基于开关算法的欠驱动刚体航天器姿态控制

针对执行机构只能产生两轴控制力矩的刚体航天器的姿态控制,根据欠驱动轴是否为惯性对称轴,利用开关算法和退步控制技术设计了实现欠驱动航天器姿态渐近稳定的控制律。先根据姿态动力学模型,通过3次姿态机动实现姿态角速度的稳定,再根据姿态运动学模型,在姿态角速度稳定的基础上,通过5次姿态机动实现姿态角的稳定。理论分析和数值仿真结果验证了该控制策略的有效性,可实现欠驱动刚体航天器姿态控制的目标。     

欠驱动航天器的分段解耦姿态控制

研究欠驱动航天器姿态控制系统设计问题。首先给出了欠驱动航天器的姿态动力学方程和运动学方程。然后,基于系统模型的特点,采用分段解耦控制的思想,依次为动力学系统和运动学系统设计了渐近稳定的控制律,使航天器进入三轴稳定状态或自旋稳定状态。最后通过数值仿真验证了分段解耦控制方法的有效性。     

欠驱动航天器姿态控制系统的退步控制设计方法

应用退步控制设计方法研究欠驱动航天器的姿态控制问题。将系统分为运动学和动力学两个子系统分别进行控制律的设计。首先导出了一种动力学子系统的镇定控制律，以减低失控轴的角速度分量对运动学子系统的影响。在此基础上，假设这一角速度分量为小量，利用运动学中的角速度交叉耦合项对失控轴的姿态进行控制。通过推导出角速度中间控制律，实现了运动学子系统的镇定，并进一步设计了姿态退步控制律。最后进行了数值仿真，验证了所推导的控制律的有效性。     

基于极限学习机的有限时间自适应姿态控制

对存在转动惯量未知摄动和角速度有界约束的航天器姿态控制问题,设计了一种基于非奇异终端滑模面的有限时间姿态跟踪控制器。预设有界虚拟角速度作为外环系统的控制输入,使姿态角快速收敛到期望姿态。将外环虚拟角速度作为内环系统的期望轨迹,采用极限学习机(Extreme Learning Machine,ELM)在线估计包含未知转动惯量的部分,并基于非奇异终端滑模面设计了一种自适应姿态控制器,使内环输出角速度在有限时间内精确跟踪预设虚拟角速度,满足了角速度有界约束。理论分析了闭环系统的全局渐近稳定性。数值仿真了在轨抓捕非合作目标过程中的航天器姿态控制问题,验证了本文控制器的合理性和姿态控制器的优良品质。     

星载大型空间天线的一种解耦控制方法

针对星载大型空间可展开天线与卫星平台之间的动力学耦合问题提出一种三自由度驱动与测量机构用于连接天线臂与卫星平台。该机构以驱动电机来控制天线臂转动,通过角度传感器对天线臂转角的测量来实现反馈控制,同时在卫星姿态控制系统中引入前馈控制进行反作用力矩补偿,实现卫星平台与天线之间的解耦控制、抑制天线的振动、提高卫星姿态控制系统的性能。通过姿态稳定状态下卫星-天线系统解耦动力学模型的建立、控制系统的设计、姿态控制的仿真分析,表明解耦机构能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定性和天线指向精度。     

低成本高超声速试验火箭姿态控制方法

针对我国低成本高超声速试验火箭的需求,提出一种基于简易反作用控制系统(RCS)的进动和章动同步控制方法,实现高空旋转火箭的大范围姿态调整和再入姿态控制。该方法采用单喷管且喷气冲量固定的RCS执行机构,通过对旋转火箭在RCS间歇作用下动力学演进过程分析,建立了体现进动、章动耦合效应的状态空间模型和系统稳定条件,设计了开关控制策略。利用姿态角和角速率构建反馈信号控制RCS喷管开启,使姿态角满足要求。理论仿真表明:在RCS喷气冲量矩相对误差为26.7%,自旋角速度变化范围为2.0~4.0 r/s的条件下,仍然可以实现大范围俯仰角调整(+10°~-60°)。该方法可以应用于我国低成本高超声速试验火箭,推动高超声速研究性飞行试验广泛开展。     

基于鲁棒状态观测器的运载火箭姿态控制系统设计

考虑弹性振动和液体晃动,采用鲁棒观测器设计了运载火箭的姿态控制系统。将姿态角测量结果中弹性振动的影响视为外界干扰,利用状态观测器的低通滤波特性实现对高频弹性信号的衰减,同时状态观测器替代速率陀螺估计得到姿态角速度,以姿态角和角速度信号为输入,采用扭曲二阶滑模控制方法设计了姿态控制律,并从理论上对该控制律稳定液体晃动和弹性振动的原理进行了证明,对观测器变换矩阵的选择进行分析。数值仿真表明,在参数摄动和干扰的影响下,所提出的变结构控制律能够有效的跟踪控制指令,稳定系统姿态,具有较强的鲁棒性,同时鲁棒状态观测器能够准确的估计出角速度信息。     

基于解耦和动态补偿的卫星控制系统设计

针对带大型挠性单翼太阳帆板和偏置动量的三轴稳定卫星,研究如何消除星内外干扰对姿态控制精度影响的卫星控制系统的设计问题。首先对星内外干扰进行了数值分析,进而阐明了在经典控制方案中干扰力矩对姿态控制精度的影响,指出经典控制在克服干扰力矩对姿态控制精度影响方面存在的不足之处。然后根据卫星的动力学特点,提出并论证了在设定角动量交换系统标称值条件下基于解耦和动态补偿的卫星控制系统的设计方案。最后深入分析了在该方案下太阳帆板挠性模态的稳定性。     

基于机械飞轮干扰补偿的小卫星自适应滑模变结构姿态控制

针对机械飞轮内干扰可能导致小卫星姿态控制系统性能下降问题,提出了一种加入机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构姿态控制方法.本文针对基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态控制系统,首先建立系统详细的数学模型,包括基于机械飞轮的三轴稳定卫星姿态动力学方程和机械飞轮控制系统模型,然后针对此系统设计了一种基于机械飞轮干扰补偿的自适应滑模变结构控制器,其中通过设计一种状态观测器得到机械飞轮摩擦干扰的估计值,用于对机械飞轮摩擦干扰的补偿,并通过Lyapunov定理证明了此控制律能保证系统的渐近稳定性.最后仿真结果显示,此方法缩短了飞轮转速过零时间,降低了最大的姿态扰动量且提高了卫星姿态控制的精度和稳定度.     

基于模态性能指标的三轴稳定姿态控制

主要研究非线性三轴稳定姿态控制器的设计,首先由航天器姿态运动的运动学方程和动力学方程建立其微分方程模型,以一组姿态误差微分方程表示的模态性能指标作为系统综合的目标,求解出一个包含干扰项的控制器.通过设计干扰观测器,得到一个非线性PID控制器.理论分析和仿真实验表明,各通道的跟踪性能和抗扰性能可以分别进行调节,而且被调参数意义直观,参数调节容易,适于工程应用.     

升力式再入飞行器非最小相位级联姿态控制

针对具有非最小相位特性的升力式再入飞行器的姿态控制问题,设计了一种基于干扰观测器的动态逆预测级联姿态控制器。提出了"外界输入控制外部状态,外部状态偏差控制内部状态"的级联控制策略。在内部状态回路中,利用模型预测控制器的最优性,以较小的控制量镇定内部状态到有界范围;在外部状态回路中,采用动态逆控制器将输出偏差镇定在内回路所需控制量上,并加入干扰观测器来消除再入过程中的建模不确定性,进而实现飞行器姿态的稳定跟踪输出。数值仿真结果表明,该级联控制策略能够有效地解决具有非最小相位特性的模型指令跟踪问题。Monte Carlo数值仿真结果表明,在建模不确定性存在的情况下,该级联姿态控制器具有良好的鲁棒性。     

磁悬浮飞轮转子系统的快速Terminal滑模控制

针对磁悬浮飞轮(MSFW)高精度控制的要求,提出了磁悬浮飞轮转子的快速Terminal滑模控制(FTSMC)以实现其鲁棒控制。建立了MSFW动力学方程,对MSFW受控自由度引入交叉反馈设计实现了各自由度解耦,分析并选取了三阶非线性微分跟踪器得到所需的微分信号,设计了快速Terminal滑模控制器,并利用Lyapunov函数证明了该控制系统的稳定性。仿真结果表明,与采用普通滑模控制相比,该控制系统具有状态响应快、系统状态在设定时间内迅速收敛以及抖振小等特点。     

直/气复合控制导弹的自抗扰控制系统设计研究

提出了一种直/气复合控制导弹的姿态控制系统设计方法。建立有轨控式直接力装置和空气舵导弹的短周期运动模型,基于自抗扰控制技术分别设计俯仰、偏航和滚转通道的姿态控制器,给出了俯仰、偏航和滚转通道的控制结构。俯仰(偏航)通道中用俯仰(偏航)角速度环实现对俯仰(偏航)角速度指令的快速跟踪;用攻角(侧滑角)环实现对攻角(侧滑角)指令的快速跟踪;用法向(侧向)过载环实现对过载指令的快速跟踪。滚转通道中采用了有角速度环和角度环的双闭环结构,内外环均采用自抗扰控制器。设计了直接力开启逻辑。用Lyapunov法证明了设计的闭环系统的稳定性。对用该方法设计的某直/气复合控制导弹模型进行数值仿真,结果表明可保证设计的导弹姿态稳定且具良好的过载响应特性。     

编队InSAR相对姿态控制

编队InSAR要求较高的相对姿态指向精度和地面观测重合度。根据相对姿态控制要求，提出了编队InSAR相对姿态计算的方法，从而确定从星的期望姿态。在此基础上，设计了两种非全状态反馈控制器及相应的角速度滤波器：半状态反馈控制器和角速度滤波器，输出反馈控制器和滤波器，进行相对姿态控制。数值仿真结果表明两种方法均可满足编队InSAR相对姿态控制要求。     

再入飞行器大攻角飞行时的姿态控制律设计

再入飞行器大攻角飞行时,会造成方向舵失效,且较小的滚转角速度,就可能导致舵偏指令饱和,对此,本文设计了一种在方向舵失效情况下的抗饱和姿态控制律。该控制律首先基于时标分离假设,将再入飞行器大攻角飞行时的姿态运动模型分解成快、慢回路子系统,然后采用新型的高阶滑模控制律,设计出了一种有限时间收敛且连续可导的慢回路控制器;针对快回路子系统,结合分层滑模控制理论和自适应控制理论,设计了具有抗输入饱和功能的自适应分层滑模控制器。对以上控制器进行仿真验证,结果表明该控制律在大攻角飞行造成偏航舵失效情况下,具有良好的抗饱和姿态控制能力。     

与非合作目标编队的相对姿态控制

针对非合作目标卫星编队飞行过程中,根据任务需要受控卫星保持指目标卫星。为了跟踪目标姿态,提出了一种相对姿态控制方法。该算法只需测量目标的相对位置,通过计算得到目标姿态。然后设计了相对角速度观测器,得到相对角速度,通过跟踪控制器实现无误差姿态跟踪。完整相对姿态控制任务包括姿态机动和姿态跟踪两部分,因此设计了混合控制器实现被控星的姿态机动和对目标姿态的动态跟踪。数值仿真结果表明该方法可以实现对运动目标的无差快速跟踪。     

考虑特征模型的高超声速飞行器全通道自适应控制

针对高超声速飞行器具有强非线性、高不确定性及强耦合等特点,提出一种基于反馈线性化控制与特征模型自适应控制相结合的姿态控制律设计方法,解决姿态控制系统的非线性耦合与不确定性,保证飞行器控制系统稳定。首先,建立高超声速飞行器全通道非线性耦合的动力学模型。其次,利用反馈线性化控制方法将全通道非线性耦合系统解耦成近似线性系统,并对线性解耦系统设计输出反馈控制律;而对于反馈线性化控制依赖于系统的精确数学模型,并对建模误差和外部干扰敏感的问题,设计基于误差特征模型的自适应控制律,提高系统的适应性;针对原动力学模型,证明闭环控制系统是有界稳定的。最后,通过数学仿真校验了控制律设计的正确性与有效性,仿真结果表明设计的姿态控制系统可以很好地跟踪指令,具有较强的鲁棒稳定性。     

一种高超声速飞行器的鲁棒解耦控制方法

高超飞行器的再入非线性动力学模型具有参数不确定性和外部干扰,针对这种情况基于奇异摄动理论提出了鲁棒内环外环解耦控制方案.控制系统的外环基于自适应模型参考设计简单解析的虚拟控制律,实现二阶模型动态跟踪气流系角,抑制三通道运动耦合和干扰的影响,避免了在线实时求逆计算.强耦合的内环采用动态逆跟踪虚拟的角速度指令,期望动力学采用PI形式抑制干扰和不确定性,并基于模型预测控制策略解决辅助轨迹线性化的时变控制器设计和输入约束,提高内环的鲁棒跟踪性能.最后,通过仿真验证了所提算法的有效性.     

欠驱动航天器姿态稳定的分层滑模控制器设计

利用分层滑模控制方法,为带两个控制执行机构的欠驱动刚体航天器的姿态控制系统设计了一种三轴稳定控制器。首先,给出了基于两个推力器的欠驱动航天器的姿态动力学和运动学模型,分析了其模型特点。其次,将子系统的变量进行组合定义成第一层滑模面,利用Filippov等效定理求出等效控制律。然后依次构造出第二层滑模面及第三层滑模面,根据滑模控制原理求出切换控制律,进而得到总的控制量。利用Lyapunov稳定性理论和Barbalat引理及推论证明了各层滑模面的全局渐近稳定性。仿真实验验证了该控制方法的有效性。