四元数的核心矩阵及其在航天器姿态控制中的应用

基于旋转群代数,以航天器姿态控制研究为背景,提出了四元数的核心矩阵的概念。以此为中心,首先导出了核心矩阵本身、逆、行列式及其导数的若干关系式,然后应用核心矩阵得到了四元数姿态误差及其运动学关系的非常简洁的表示形式,最后利用核心矩阵证明了用缩减四元数为广义坐标和以常规 Euler角为广义坐标对描述航天器姿态动力学的等效性。研究结果可应用于航天器的快速、大角度和三维姿态机动控制     

递进式路径转移姿态机动快速规划方法

当前空间探测活动需要航天器具有大角度姿态机动能力,然而复杂的空间环境和航天器姿态约束限制了姿态机动的可行空间和姿态规划效率。针对这一问题,进行了多约束条件下大角度姿态机动快速规划研究,提出一种基于路径转移策略的快速规划方法。该方法由参考路径规划、松弛路径规划和路径转移规划3部分组成,递进式处理姿态规划中的初始参考路径生成、姿态有界约束满足和姿态指向约束满足问题。在路径转移规划中,建立基于指向角的姿态指向约束评价函数,设计对应的转移动作集合,能够快速得到满足多种约束条件的安全机动路径。最后,通过大角度姿态机动对比仿真,验证了该方法在机动时间方面的快速性和规划速度方面的高效性。     

逼近无控旋转目标航天器的混合势函数安全制导

研究了追踪航天器逼近无控旋转目标航天器的安全制导问题，逼近过程中，追踪航天器需要躲避空间中的障碍物，同时需要避免与目标航天器的太阳能电池帆板和天线等附件发生碰撞。建立了视线坐标系下的两航天器间的相对运动方程，采用四元数描述目标航天器的姿态运动。将参考位置设为引力源，设计了吸引势函数。针对安全逼近问题，建立了球面安全区和锥面安全走廊，设计了安全势函数。将障碍物假设为具有一定半径的球体，设计了障碍物势函数。吸引势函数、安全势函数和障碍物势函数一起组成了混合势函数。为了解决整个势场中除参考位置外还可能存在其他局部极小点问题，对混合势函数进行了修正，保证参考位置位于混合势函数的最低点。利用Lyapunov稳定性理论对混合势函数进行了稳定性分析，推得符合要求的控制加速度，使追踪航天器沿着混合势函数的负梯度方向逼近无控旋转目标航天器。最后通过数值仿真验证了该方法的有效性。     

航天器复杂约束姿态机动的自主规划

 研究了星载设备经受动态环境的多种几何约束和动力学约束时,航天器姿态机动历程的星上规划方法。将完整姿态映射为三维姿态描述空间中的点,姿态路径的规划问题转化为中间节点的规划。随机搜索空间中的一组节点,在相邻节点间采用施加动力学约束的Euler转动姿态制导律,并考查Euler转动过程中的几何约束。用快速搜索随机树方法搜索到可行解,再利用姿态空间特性对路径加以优化。仿真显示算法能在大范围内快速得到可行解,优化措施有助缩短机动时间。离散化的节点规划保证了复杂约束情况下解的有效性,并具有概率完备性。     

基于退步法的敏捷航天器姿态控制方法

主要研究敏捷航天器大角度姿态机动问题。首先,以SGCMG(Single Gimbal Control Momentum Gyroscope,单框架控制力矩陀螺)为执行机构,建立了基于四元数的航天器姿态机动数学模型;然后,针对SGCMG的奇异问题,研究了基于力矩输出和回避奇异能力最优的联合操纵律;最后,基于敏捷航天器姿态误差模型和李雅普诺夫稳定理论设计了一种退步控制律。仿真结果表明,该控制方法能够很好地实现大角度机动目标并有效避免了SGCMG的奇异状态,满足姿态机动任务的控制精度和稳定度要求。     

一种星敏感器-陀螺组合定姿的实时在轨标定方法

研究了一种星敏感器一陀螺组合定姿方式中的姿态敏感器误差的实时在轨标定方法。首先,选择直观的欧拉角作为姿态描述参数,根据星敏感器和陀螺的测量原理建立星敏感器一陀螺在轨标定的测量方程和状态方程,并以此建立数学模型。其次,采用简单高效的EKF（ExtendedKalmanFilter,扩展卡尔曼滤波）作为估值算法,进行了在轨标定数值仿真。对于航天器姿态定向中出现的姿态角和星敏感器安装角之间的耦合问题,通过在特定姿态通道上施加简单姿态机动实现了解耦。数值结果表明,该实时在轨标定方法,尤其是所提出的姿态角和星敏感器安装角解耦策略,可以实现对航天器姿态的实时精确估计以及对星敏感器安装误差、陀螺常值漂移和相关漂移等误差的实时在轨标定。该方法可用于航天器姿态测量设备的实时在轨标定和航天器姿态的高精度实时确定。     

在轨服务航天器对目标的相对位置和姿态耦合控制

研究在轨服务航天器自主逼近与捕获目标航天器过程中的相对位置和姿态耦合动力学与控制问题.考虑控制输入耦合,建立服务航天器对目标航天器的相对位置和姿态一体化耦合动力学模型.基于此耦合动力学模型,考虑相对位置跟踪中的控制指令耦合和控制输出受限,利用反馈线性化理论,设计相对位置和姿态一体化耦合控制算法.并利用李雅普洛夫理论证明...     

基于输出反馈的柔性航天器变结构跟踪控制方法

为解决柔性航天器姿态机动的控制问题,给出了基于输出反馈的变结构跟踪控制算法。针对柔性航天器的大角度机动,在建立了柔性航天器相对参考轨迹的动力学方程的基础上,设计了仅利用航天器本体的角度和角速度信息的变结构跟踪控制器,使得姿态状态跟踪误差(包括姿态跟踪误差和姿态角速度跟踪误差)以及挠性附件的模态变量从任意的初始状态出发都会到达包含原点的一个闭集内,并且姿态状态跟踪误差能收敛到零,并给出了严格的数学证明。仿真结果证明了所提控制方法的可行性和有效性。     

采用框架角受限控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制

以框架角受限的金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构,研究了航天器欧拉姿态机动控制问题.考虑控制力矩及航天器角速度约束等因素,对已有的姿态机动控制律进行了改进,使其能实现绕欧拉轴的大角度姿态机动.同时考虑力矩陀螺框架角受限情况,通过适当加入空转指令对框架角进行重构,设计了复合控制形式的控制力矩陀螺操纵律,并通过过渡...     

利用转移矩阵进行姿态控制

传统欧拉角控制方法在处理大姿态角机动时往往出现奇异和交联问题。针对这一问题对欧拉角的跳变现象进行了讨论,并从飞行器实际姿态与需求姿态之间的空间关系入手,给出了一种消除欧拉角跳变现象的有效方法－转移矩阵法,仿真计算表明,该方法在大型航天器的姿态控制中可以有效地消除欧拉角奇异、交联和跳跃现象,在欧拉角跳变的情况下仍然能够实现对飞行器的控制。     

基于MRP的全局稳定的PID刚体姿态控制

针对刚性航天器姿态控制问题,建立了由修正Rodrigues参数(MRP)表示的混杂姿态模型,并基于此模型设计了一种具有迟滞特性的非线性比例-积分-微分(PID)切换控制器.该控制器包含一个对克里奥利力矩和期望机动力矩的前馈补偿项和一个用于消除轨迹跟踪误差的PID反馈项.通过一个特别的Lyapunov函数分析得到了全局渐...     

Coordinated Multiple Spacecraft Attitude Control with Communication Time Delays and Uncertainties

In this paper, we consider the coordinated attitude control problem of spacecraft formation with communication delays, model and disturbance uncertainties, and propose novel synchronized control schemes. Since the attitude motion is essential in non-Euclidean space, thus, unlike the existing designs which describe the delayed relative attitude via linear algorithm, we treat the attitude error and the local relative attitude on the nonlinear manifold-Lie group, and attempt to obtain coupling attitude information by the natural quaternion multiplication. Our main focus is to address two problems:1) Propose a coordinated attitude controller to achieve the synchronized attitude maneuver, i.e., synchronize multiple spacecraft attitudes and track a time-varying desired attitude; 2) With known model information, we achieve the synchronized attitude maneuver with disturbances under angular velocity constraints. Especially, if the formation does not have any uncertainties, the designer can simply set the controller via an appropriate choice of control gains to avoid system actuator saturation. Our controllers are proposed based on the Lyapunov-Krasovskii method and simulation of a spacecraft formation is conducted to demonstrate the effectiveness of theoretical results.     

航天器有限时间输出反馈姿态控制

研究在角速度不可测时航天器的有限时间姿态控制问题。基于有限时间控制技术,提出了由修正Rodrigues参数进行姿态描述的航天器输出反馈姿态控制算法。首先设计了单个航天器的输出反馈姿态控制器,在没有角速度反馈时也能够保证航天器姿态在有限时间内调节到期望姿态。之后,设计了无需绝对角速度和相对角速度信息的多航天器分布式输出反馈姿态控制器。使用Lyapunov理论和图论,对闭环系统全局有限时间稳定性进行了严格的证明。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,其结果验证了所设计的航天器输出反馈控制算法的可行性和有效性。     

Adaptive finite-time backstepping control for attitude tracking of spacecraft based on rotation matrix

This paper investigates two finite-time controllers for attitude control of spacecraft based on rotation matrix by an adaptive backstepping method. Rotation matrix can overcome the draw- backs of unwinding which makes a spacecraft perform a large-angle maneuver when a small-angle maneuver in the opposite rotational direction is sufficient to achieve the objective, With the use of adaptive control, the first robust finite-time controller is continuous without a chattering phenom- enon. The second robust finite-time controller can compensate external disturbances with unknown bounds. Theoretical analysis shows that both controllers can make a spacecraft following a time-varying reference attitude signal in finite time and guarantee the stability of the overall closed-loop system. Numerical simulations are presented to demonstrate the effectiveness of the proposed control schemes.     

Adaptive Integral-type Sliding Mode Control for Spacecraft Attitude Maneuvering Under Actuator Stuck Failures

A fault tolerant control (FTC) design technique against actuator stuck faults is investigated using integral-type sliding mode control (ISMC) with application to spacecraft attitude maneuvering control system. The principle of the proposed FTC scheme is to design an integral-type sliding mode attitude controller using on-line parameter adaptive updating law to compensate for the effects of stuck actuators. This adaptive law also provides both the estimates of the system parameters and external disturbances such that a prior knowledge of the spacecraft inertia or boundedness of disturbances is not required. Moreover, by including the integral feedback term, the designed controller can not only tolerate actuator stuck faults, but also compensate the disturbances with constant components. For the synthesis of controller, the fault time, patterns and values are unknown in advance, as motivated from a practical spacecraft control application. Complete stability and performance analysis are presented and illustrative simulation results of application to a spacecraft show that high precise attitude control with zero steady-error is successfully achieved using various scenarios of stuck failures in actuators.     

考虑输入饱和的两飞轮驱动航天器视线轴控制

 研究了非零初始整星角动量下两飞轮驱动航天器姿态机动控制问题,针对在两飞轮旋转轴平面外某一视线轴的指向控制,给出了目标姿态生成算法和一种抗输入饱和的视线轴指向滑模控制算法。首先,通过对两飞轮驱动航天器静止时的可行姿态进行分析,给出了视线轴指向目标方向的必要条件。然后,基于该条件得到了使视线轴与目标方向偏差最小的目标姿态。最后,对状态方程进行降维和线性化处理,设计了一种抗输入饱和的视线轴指向滑模控制算法。仿真结果展示了本文算法的可行性和有效性。     

Autonomous attitude coordinated control for spacecraft formation with input constraint,model uncertainties,and external disturbances

To synchronize the attitude of a spacecraft formation flying system, three novel autonomous control schemes are proposed to deal with the issue in this paper. The first one is an ideal autonomous attitude coordinated controller, which is applied to address the case with certain models and no disturbance. The second one is a robust adaptive attitude coordinated controller, which aims to tackle the case with external disturbances and model uncertainties. The last one is a filtered robust adaptive attitude coordinated controller, which is used to overcome the case with input con- straint, model uncertainties, and external disturbances. The above three controllers do not need any external tracking signal and only require angular velocity and relative orientation between a spacecraft and its neighbors. Besides, the relative information is represented in the body frame of each spacecraft. The controllers are proved to be able to result in asymptotical stability almost everywhere. Numerical simulation results show that the proposed three approaches are effective for attitude coordination in a spacecraft formation flying system.     

基于浸入与不变理论的航天器姿态跟踪自适应控制

针对惯性参数不确定的航天器姿态跟踪控制问题，基于浸入与不变（I&I）方法设计出了一种新的姿态跟踪控制器。研究结果表明，传统的浸入与不变方法运用到姿态跟踪模型，存在参数回归矩阵不可积进而导致偏微分方程无解析解的问题。针对该问题，提出了一种对回归矩阵改造使其满足可积条件的方法，通过动态放缩技术消除了回归矩阵改造前后的差异对闭环系统稳定性的影响，设计出了一种新的航天器姿态跟踪自适应控制器。通过李雅普诺夫稳定性分析方法证明了所设计的控制器能够保证闭环系统的全局渐近稳定性。相对于已有的基于动态放缩法的浸入与不变控制器，设计了一种全新的缩放因子，使得控制器的执行不需要缩放因子的信息，并且也不需要惯量矩阵的先验信息。最后，仿真对比实验进一步验证了所设计控制器的有效性和优越性。