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.     

帆板驱动时的卫星姿态前馈补偿控制

研究帆板驱动影响下的卫星姿态控制问题.帆板驱动时存在转速波动,从而影响卫星姿态.在已有帆板驱动模型的基础上,分析帆板转速特性,通过对帆板转速的离线拟合和在线估计,结合卫星姿态动力学模型,设计了卫星姿态的一般前馈补偿和自适应前馈补偿控制器.数学仿真结果表明,两种前馈补偿控制均能有效克服由帆板驱动不平稳而造成的对星体干扰,实现卫星姿态高精度控制.     

飞行器自适应ESO姿态控制器设计

飞行器无动力再入过程中,姿态受到气动及不确定干扰影响,控制模型具有强耦合、大范围参数摄动等非线性特征。针对再入飞行器姿态控制问题,结合扩张状态观测器（Extended State Observer,ESO）和自适应控制律,基于奇异摄动理论将非线性姿态控制模型分为快慢两回路,分别设计了飞行器内环和外环自适应姿态控制器,并通过 Lyapunov 稳定性理论证明控制器的稳定性。仿真结果表明,控制系统在强干扰及参数大范围摄动的情况下,具有较强的鲁棒性,能够获取良好的动态品质和跟踪性能。     

应用虚拟结构的卫星编队飞行自适应协同控制

针对卫星编队飞行协同控制存在质量、转动惯量不确定性及外部扰动的问题,提出了一种应用虚拟结构的卫星编队飞行自适应协同控制方法。首先,通过对虚拟结构模型的描述,建立了虚拟结构状态变量与编队卫星期望状态之间的表达式;其次,设计了编队卫星和虚拟结构的位置、姿态自适应协同控制器,通过在虚拟结构控制器中引入编队卫星的状态误差,实现了编队信息至虚拟结构的反馈,并采用Barbalat引理证明了闭环系统的稳定性和对有界扰动的抑制:最后,以三星编队协同轨道机动和空间指向性偏转为例对所设计的控制器进行了仿真验证。仿真结果表明:设计的控制器能够实现对编队卫星质量和转动惯量的自适应估计,使得编队卫星位置和姿态控制误差最终趋近于零,验证了所提方法的有效性。     

带变速控制力矩陀螺的航天器自适应姿态控制

航天器高精度姿态控制容易受到参数误差的影响,自适应控制能够合理地估计参数,使基于模型的控制器设计易于实现。自适应参数分为主星体惯量、变速控制力矩陀螺框架转子惯量及动摩擦系数3组,按参数分组对带变速控制力矩陀螺的航天器详细动力学模型进行变换,采用Lyapunov方法设计出姿态控制器、变速控制力矩陀螺群操纵律及参数自适应更新律,操纵律中引入加权矩阵以缓解陀螺奇异问题。理论分析和数值仿真表明闭环姿态控制系统全局一致最终有界稳定,参数自适应更新能有效减小角速度跟踪误差,使姿态四元数误差收敛更快。参数估计虽然不能准确收敛到其真值上,但均在可接受的范围内。     

基于自适应迭代学习的小行星绕飞容错控制

对于小行星绕飞任务的探测器姿态控制问题,已有方法大都考虑了干扰力矩和参数不确定等因素,而忽视了执行器故障情况。针对执行器故障条件下的小行星探测器姿态控制问题,提出了一种基于自适应迭代学习的容错控制方法。所设计的控制器包括两部分：其一针对执行器故障,设计了自适应迭代学习控制器,采用类滑模的思想和自适应迭代学习算法对控制器参数进行调整,进而补偿执行器故障带来的影响,保证系统在控制输出不足情况下的高精度姿态稳定性;其二针对探测器参量变化、外部环境干扰等不确定情况,设计了基于自适应神经网络的迭代学习控制器,采用径向基函数（RadialBasisFunction,RBF）神经网络对系统非线性部分进行逼近,同时对控制器参数进行自适应迭代学习调整,进而保证系统在不确定情况下的动态性能。数值仿真结果表明该控制器能够有效抑制外部环境干扰和内部参数变化带来的不利影响,在执行器部分失效甚至完全失效故障情况下,仍能保证系统的鲁棒性并实现误差在10^-2数量级内的较高姿态控制精度。     

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。     

一种抑制反作用轮低速摩擦对卫星姿态扰动的方法

在现代卫星的姿态控制系统中,反作用轮得到了广泛应用。但是当反作用轮的转速过零时,摩擦力矩会对卫星的姿态产生较大影响。本文采用基于特征模型的黄金分割自适应控制方法,建立了包括反作用轮在内的卫星系统的特征模型,并由此设计了控制律。仿真结果表明,该方法可以有效抑制反作用轮低速摩擦对卫星姿态的扰动,从而可以提高卫星姿态控制精度。     

基于摄动模型的挠性航天器姿态控制系统设计

为了完成挠性航天器高精度姿态控制任务,首先采用摄动法分析了挠性航天器动力学方程,得到相应的0阶和1阶动力学系统.针对0阶非线性时不变系统,同时考虑到转动惯量不确定性和干扰,对已有的非线性直接自适应控制律进行改进,设计PI(Propor-tional-Integral)型参数自适应律,以提高姿态控制精度,同时给出了稳定性证明.针对1阶系统设计PI控制器及PPF(Positive Position Feedback)控制器,以有效抑制挠性结构振动.仿真结果表明,在采用摄动法对动力学方程分析的基础上设计姿态控制系统,可以有效完成挠性航天器高精度姿态控制任务.     

自旋小卫星姿态动力学建模与控制研究

研究探测近地空间自旋稳定小卫星姿态动力学建模与姿态控制问题,探测任务对该卫星姿态控制有着特殊要求。建模中特别考虑了自旋小卫星双侧伸杆扰动对其姿态运动的影响。利用自旋卫星的章动特性,设计了姿态一章动联合控制器,根据星体横向角速度相位和喷气力矩在惯性空间的方位来确定喷气时刻,采取先章动粗控与进动控制,后章动精控的策略。当卫星受空间扰动力矩长期作用产生较大章动角而需调姿进行轨道机动时,可以应用本控制器方便地调整自旋轴的指向。     

空间飞行器控制软件的动态自适应演化方法

空间飞行器在太空飞行过程中需要满足多任务、多工作模式以及大范围机动的需求,其控制系统在大范围机动飞行条件下存在大量的外界干扰和内部参数不确定,同时飞行器的自适应过程受限于资源,人工干预难度大,并且现有的成熟的动态自适应方法并不一定适合空间飞行器控制软件进行自主控制,所以目前对自主控制系统软件的动态自适应调整方法提出了更...     

大型捆绑运载火箭反步自适应增广控制研究

针对大型捆绑火箭空间模态参数不确定性较大的特点,建立了大型捆绑运载火箭姿态动力学模型,提出了基于反步的自适应增广控制方法,设计了反步控制律,分析了自适应增广控制的机理,并针对弹性参数不确定性进行了仿真。理论分析和仿真结果表明,所提出的基于反步的自适应增广控制对于空间模态参数的不确定性具有很强的适应性。     

Neural network-based sliding mode control for atmospheric-actuated spacecraft formation using switching strategy

This paper presents an adaptive neural networks-based control method for spacecraft formation with coupled translational and rotational dynamics using only aerodynamic forces. It is assumed that each spacecraft is equipped with several large flat plates. A coupled orbit-attitude dynamic model is considered based on the specific configuration of atmospheric-based actuators. For this model, a neural network-based adaptive sliding mode controller is implemented, accounting for system uncertainties and external perturbations. To avoid invalidation of the neural networks destroying stability of the system, a switching control strategy is proposed which combines an adaptive neural networks controller dominating in its active region and an adaptive sliding mode controller outside the neural active region. An optimal process is developed to determine the control commands for the plates system. The stability of the closed-loop system is proved by a Lyapunov-based method. Comparative results through numerical simulations illustrate the effectiveness of executing attitude control while maintaining the relative motion, and higher control accuracy can be achieved by using the proposed neural-based switching control scheme than using only adaptive sliding mode controller.     

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。     

迟滞非线性气动弹性反馈线性化自适应控制

首先将含操纵面二元机翼的动态方程以状态空间形式描述,基于Lie导数对其进行了输入/输出局部反馈线性化;然后考虑迟滞非线性模型存在参数不确定性的情况下,利用Lyapunov稳定性理论进行了自适应控制律设计.仿真结果显示:在内动态稳定的情况下,所设计的控制律能够使开环不稳定气动弹性系统受扰后快速地回复到原来的稳定状态,并且在控制面偏转存在限制的情况下仍能实现对非线性颤振的控制.      

自适应结构综述

开展自适应结构研究的目的是为了衰减与控制大型柔性空间结构的振动,并保持其外形.在这种结构的承力部分集成有作动器、传感器和控制器,可对内部或外部激励自动地作出响应,并进行调整.自适应结构在未来大型空间飞行器中将具有重要的且不可代替的作用,文中对自适应结构的有关技术进行了综合论述,内容包括自适应结构的发展背景、定义与组成、基本概念与理论,以及有关关键技术.      

充液航天器大角度机动自适应无源控制

研究了基于自适应无源控制的三轴稳定充液航天器大角度姿态机动问题.将液体晃动等效为黏性球摆模型，利用动量矩守恒定理推导出充液航天器耦合动力学方程.针对陀螺故障及无陀螺配置导致航天器姿态无角速度测量的情况，同时考虑存在外部未知干扰、转动惯量不确定性以及液体晃动位移不可测量的特性，设计自适应输出反馈无源控制，其中自适应更新律用于补偿外部未知干扰和估计液体晃动的位移变量.利用Lyapunov方法和LaSalle不变引理，证明该控制律不但可以保证闭环系统渐进稳定，而且可以保证二个期望平衡位置均达到稳定.仿真结果验证了本文控制方法的有效性.      

RLV再入神经网络自适应姿态控制器设计

可重复使用运载器（RLV）大包线再入过程中,广泛存在模型不确定与外界干扰,会给姿态控制器的设计带来不利影响,为此提出了一种神经网络自适应控制器设计方案。基于时标分离原理设计了快、慢双回路控制结构。在此基础上设计了径向基神经网络（RBFNN）自适应律,用于在线估计模型不确定和外界干扰力矩,并在控制器中进行补偿。仿真验证表明,RBFNN 自适应控制器能良好地完成姿态跟踪控制,有效地抑制干扰力矩对姿态控制的影响。自适应律能够在线估计真实的飞行器动态和外界干扰力矩,控制器具有抗扰动能力。