一类非线性系统的一阶D型迭代学习控制

传统的D型迭代学习控制的控制律设计方案依赖于被控系统的相对度.为解决该问题以及相对度增益与高阶微分运算的问题,针对一类具有任意高阶相对度的非线性系统,提出了基于虚拟模型的一阶D型迭代学习控制设计方法.该方法的主要思想是与具有任意高阶相对度的非线性被控系统并联一个一阶子系统,构造一个相对度为1、相对度增益可以任意设计的虚拟模型,在此基础上设计一个一阶D型迭代学习控制律,使得虚拟模型能够实现期望轨迹的完全跟踪,从而实际被控系统在一定误差范围内实现期望轨迹的跟踪.仿真实例验证了所提方法的可行性与有效性.     

月球软着陆的高精度自主导航与控制方法研究

提出了一种月球软着陆的高精度自主导航和控制方法.根据测距波束视线相对月面的几何关系,确定本体系的月心方向,组合利用测速仪获取的本体系三维速度确定本体系相对轨道系的姿态、速度及高度,并根据确定的参数性质选取适应的制导和控制方法.算法基于直接测量数据确定和控制姿态、高度和速度,不受惯性导航误差的影响,可以有效地提高姿态、速度与高度的确定精度和控制精度.数学仿真表明了算法的有效性.     

敏捷性导弹的建模与模糊变结构控制

新型精确制导导弹为了获得更大的机动性、敏捷性和更高的命中精度,大多采用了推力矢量控制或反作用推力控制.讨论了敏捷性导弹的动力学特性及数学建模,并针对一类反作用推力控制的导弹提出了一种具有实时逻辑切换能力的变结构模型跟踪控制方案,为减弱一般变结构控制系统的抖颤问题,在变结构控制系统中引入简单的模糊规则,有效抑制了变结构系统的抖颤,同时进一步增强了控制系统的鲁棒性.数学仿真表明控制方案的有效性.     

近距离星间相对姿轨耦合动力学建模与控制

针对在轨服务过程中近距离星间相对位置以及相对姿态精确控制的问题,考虑相对姿态与相对轨道之间的耦合作用,建立星间相对姿轨耦合动力学模型.提出编队星相对基准星进行接近绕飞的任务需求,给出相对姿态以及相对轨道的期望状态.设计相对姿态轨道联合控制算法对相对姿态和轨道进行联合控制.仿真结果表明,所设计的控制算法能够很好地抑制相对姿态与相对轨道的相互影响作用,最终实现编队星对基准星的精确指向绕飞运动.     

基于特征模型的高阶线性不稳定系统的参数辨识与控制

在仅已知系统相对阶的情况下,通过串联差分器(微分器)的方法使系统的相对阶条件得到满足,从而使基于二阶特征模型的全系数自适应控制可以应用于高相对阶的最小相位高阶线性不稳定对象.针对测量存在噪声的问题,又提出一种改进的强跟踪滤波方法对测量信号进行去噪声处理,从而显著地改善了控制量和被控对象输出的性能.最后,通过对几种控制方案的控制性能比较,说明所提出的基于串联差分器和改进的强跟踪滤波相结合的全系数自适应控制方案可以较好地处理含测量噪声情况下的高相对阶系统的镇定控制问题.     

挠性充液航天器超近程逼近段动力学建模与控制

超近程逼近过程中,服务航天器为刚柔液耦合的复杂系统,单摆等液体晃动模型不再适用,对这种工况下的航天器进行了动力学建模与控制的研究。采用虚功率原理推导了一种新的适用于三轴推力作用下的液体晃动等效模型,通过引入相对位置导引矢量与相对位置误差矢量,建立了相对轨道误差动力学模型,结合相对姿态动力学模型,得到超近程逼近段的刚柔液耦合的相对轨道姿态动力学模型。针对模型存在的不确定性和未知干扰,设计了基于滑模估计器的相对姿轨耦合控制律。通过数学仿真验证了控制律的有效性,仿真中的晃动结果与Flow-3D结果能够吻合,验证了晃动模型的合理性。     

一种基于固定配平的飞行器滚转制导律研究

具有固定配平攻角的飞行器升力大小不可控,只能通过单通道的滚动控制实现飞行轨迹的控制.为实现精确制导,提出了一种基于固定配平攻角飞行器的滚转制导律.建立了固定配平攻角飞行器相对目标点的运动关系方程,分析了方程中各部分的物理意义;给出了滚转制导的基本导引关系,证明了基本导引关系的正确性,得出了滚转制导指令的计算方法;通过数学仿真分析了滚转制导导引弹道的特点.仿真表明,滚转制导通过一定的滚动策略消耗掉了多余的升力,达到了精确控制飞行器落点的目的.     

日地平动点编队飞行自抗扰轨道维持控制

对日地平动点附近的航天器编队控制问题进行研究,为解决基于局部线性化模型设计轨道保持控制器时存在的控制精度不高、模型精确性过度依赖等问题,提出基于圆型限制性三体问题的日-地/月系统L_2点附近主从式航天器编队飞行的相对位置控制问题的解决方法.将主航天器设定在Halo轨道上,从航天器利用自抗扰控制方法控制在主航天器周围,编队系统内的未知动力学和外部扰动由扩张状态观测器获得,并利用非线性误差反馈对其进行补偿.数值仿真结果显示采用0.1μN到10 m N的控制力即可使航天器相对位置误差控制在位置精度要求范围内,同时在存在未知干扰的情况下该方法依然具有很好的鲁棒性,从而验证优越性.     

仿真可信度评估中的AHP超越权重

AHP(Analytic Hierarchy Process)法在仿真可信度评估中经常使用,但传统的AHP法不能解决可信度评估结果的阶跃问题.为了解决这一问题,在明确了阶跃问题的主因是AHP相对权重的缺陷后,参考Petri网的相关定义,建立了AHP网的概念和数学基础;针对传统AHP相对权重的缺陷,进一步提出了增强型AHP网及相关定义、图例等;在网络定义的基础上,提出了AHP超越权重的概念及其数学表达式;确定了含有超越权重的AHP网节点取值算法和评估节点优先级算法;提供了一个应用AHP超越权重的仿真可信度评估实例,并获取了量化的评估结果.计算结果表明:含有超越权重的AHP体系能够解决可信度评估结果的阶跃问题.      

挠性航天器退步自适应姿态机动及主动振动控制

针对带有分布式压电陶瓷执行机构的挠性航天器姿态机动与主动振动控制问题,提出了一种退步直接自适应一体化控制方法.首先,建立了挠性航天器姿态机动与主动振动控制的模型,并分析了动力学子系统的近似严格正实性;然后,采用退步直接自适应控制方法,设计了挠性航天器的姿态机动主动振动控制器,并证明了控制闭环系统的稳定性;最后,进行了不同仿真条件下的数学仿真验证.理论分析与数学仿真结果表明,该控制方法不依赖航天器参数,对系统参数不确定性具有强鲁棒性,能有效抑制挠性附件的振动,对挠性航天器的控制是有效的.     

一种有限推力航天器交会轨道的鲁棒设计方法

基于C—W方程描述的二体相对运动模型,考虑利用范数有界方法刻画航天器交会过程中的参数不确定性,并结合控制推力受限的工程需要,提出了一种在不确定环境下有限推力航天器交会轨道的设计方法。通过构造Lyapunov函数,将此设计问题转化为一个具有线性矩阵不等式约束的凸优化问题,通过求解此问题即可设计出符合航天器交会要求的鲁棒状态反馈控制器。     

卫星编队飞行的无速度测量非线性控制

基于非线性模型 ,研究了卫星编队飞行的控制问题。首先 ,推导了精确的非线性相对运动动力学方程 ;然后 ,设计了带滤波器的无速度测量控制律 ,并使用拉萨尔不变集原理证明闭环系统是全局渐近稳定的 ;最后 ,数值仿真结果验证了理论分析     

多变量模型参考自适应控制及在飞行控制中的应用

讨论了多变量模型参考自适应控制及其在飞行控制中的应用问题.针对相对阶任意的多输入多输出线性时不变系统,提出了一种模型参考自适应控制方案.基于SDU分解,仅要求高频增益矩阵的顺序主子式的符号已知,从而放宽了对高频增益矩阵的限制.通过构造合适的Lyapunov函数,证明了闭环系统的全局稳定性和跟踪误差的渐进收敛性.将所提方案应用到了飞行控制系统,仿真结果验证了所提方案的有效性.     

基于终端滑模的卫星编队飞行有限时间控制

针对考虑参考星机动的编队飞行相对位置控制问题,给出了一种基于终端滑模的有限时间控制方法. 基于编队卫星相对运动动力学模型,设计了有限时间终端滑模控制器,同时证明了该控制器作用下系统状态误差可在有限时间内收敛. 以编队构型重构和考虑参考星机动时的构型保持控制为例,利用本文控制方法进行了仿真分析. 仿真结果表明,基于终端滑模的有限时间控制方法相比于传统的线性滑模控制方法,在保证编队飞行控制高精度的同时,有效提升了误差的收敛速度,验证了该方法的有效性和优越性.      

基于分段常值推力的水滴悬停构型控制策略

针对航天器编队飞行任务对相对运动控制的要求,研究了在分段常值推力控制下航天器受迫绕飞构型的设计与控制问题。首先,基于脉冲控制下的水滴悬停构型,提出了多段常值推力控制实现水滴悬停构型的打靶方程;将打靶方程转化为求解极值问题,采用最小二乘法来求解;分析了一段常值推力可行性。然后,以连续常值小推力控制方程为基础,推导了小邻域定理,分析了近距离相对运动条件下两段常值推力控制的可行性;针对可能出现求解精度差的问题,提出了小推力增量方程来修正精度,并证明在靠近理想解的情况下多次迭代可以趋近于理想解。最后,通过数值仿真实现常值小推力控制下的水滴悬停相对运动。数值仿真结果表明常值小推力控制策略可行,研究成果完善了航天器受迫绕飞构型设计与控制的相关理论,为工程应用提供参考。      

连续小推力条件下星座轨道机动方法研究

基于连续小推力条件下星座轨道机动的动力学特性分析,研究了其入轨的布局置入和离轨机动方法。地球轨道上的大型星座数量巨大,传统的轨迹优化方法较难应用。针对多星入轨的星座布局置入任务,求解了分时序抬轨的相位调整问题,并在轨道抬升过程中,利用轨道倾角偏置补偿升交点赤经漂移。针对星座中卫星的离轨任务,设计了半长轴和偏心率的联合调整方法。在保证卫星快速离轨的同时,能够有效减少燃料的消耗。考虑到连续小推力机动的弧段效应,控制策略需要围绕控制效应的曲线积分进行优化。     

共线三星库仑编队动力学与自适应控制研究

摘要： 针对地球同步轨道处共线三星库仑编队队形保持的自适应控制问题进行研究,建立共线三星库仑编队在地球同步轨道的非线性相对运动动力学模型,研究仅使用库仑力作为控制力,实现共线三星库仑编队径向静态稳定的控制方案,并在库仑力建模中考虑德拜效应的影响.基于建立的非线性化动力学模型,同时考虑到外部扰动力的影响,设计三星共线库仑编队在地球同步轨道的构型保持自适应控制律,并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性,进行数值仿真.     

电磁航天器编队动力学建模与运动规划方法

基于电磁航天器作用原理,利用拉格朗日方法,建立电磁航天器“绳系”动力学模型.基于偏差线性化动力学模型,以切向、径向编队为例,分析编队构型保持稳定性,设计构型保持控制律;将双星电磁航天器编队(EMFF,Electromagnetic Formation Flight)重构运动规划问题转化为标准优化问题,利用高斯伪谱优化方法进行求解.并提出序列控制策略,将该双星模型扩展应用于多星电磁编队构型重构问题,转化为多阶段运动规划问题利用多阶段优化方法进行求解.仿真结果表明本文的动力学建模方法和控制方法是可行的.      

径向两星库仑编队队形保持自适应控制研究

研究地球同步轨道处径向两星库仑编队队形保持的自适应控制问题.建立了双星库仑编队在地球同步轨道处径向两星库仑编队动力学模型.基于建立的非线性化动力学模型,同时考虑到外部扰动和动力学模型误差等因素,设计径向两星库仑编队在地球同步轨道处的构型保持自适应控制律,并利用Lyapnuov稳定性理论证明系统的闭环稳定性.最后进行数值仿真,并与传统PID控制进行了比较.仿真结果表明提出的自适应控制律响应速度快,稳定性好,编队构型能够收敛到期望值,控制性能明显优于PID控制.     

有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制

基于线性动力学模型,研究了有限推力下的航天器绕飞轨道保持与控制问题.首先,针对绕飞轨道控制问题推导了精确的动力学模型,给出了经过线性化的动力学方程.然后,在线性二次性最优控制理论的基础上,设计了一种针对绕飞轨道的反馈控制系统,同时为了实现有限推力,设计了一个有界的非线性环节对控制加速度进行限制.数值仿真结果证明了所设计的控制系统渐进稳定、收敛快速,并且具有良好的控制精度.最后,通过计算不同相对位置误差时轨道控制系统需用的发动机工作时间,估算了轨道维持与轨道控制的燃料消耗量.