基于非线性观测器的一种偏置动量卫星姿态控制方法

研究一类交叉转动惯量较大的偏置动量卫星的姿态控制问题.根据卫星质量分布的特点进行适当简化,建立非线性动力学模型,并基于该模型设计一种非线性偏航观测器.利用该观测器的观测信息进行卫星的姿态控制.整个系统采用动量轮和反作用飞轮作为执行机构,同时卫星三轴均配置磁力矩器为动量轮和反作用飞轮卸载.数值仿真结果表明,在传统的控制方法中,惯量积的存在导致系统控制精度降低和偏航角稳态误差较大,文中提出的控制方案可以很好地完成这类卫星的姿态控制任务.     

可变绳长绳系卫星系统的一种简单张力控制策略

为了简化绳系卫星系统(TSS)的控制,对已有的设计方法进行了改进,提出了一种新的控制律设计方法。根据TSS的动力学方程构造线性自治系统,对释放、滞留和回收过程做统一处理,由线性自治系统的稳定理论导出线性反馈控制律,并对控制参数的取值进行了讨论;然后针对回收过程,通过设计平衡点参数得到了一种分段回收控制方案。仿真算例表明,文中采用的设计方法对于圆轨道和近圆轨道TSS的释放、滞留和回收过程都有较好的适应性。     

基于SSUKF的航天器自主导航算法

针对航天器自主导航系统对稳定性、精确性和实时性的要求,将超球面分布采 样点变换SSUT(Spherical Simplex Unscented Transformation)和Unscented卡尔曼滤波(UK F)相结合,研究了基于SSUT的UKF(SSUKF)导航滤波算法.由于SSUT减少了采样点个 数,在保证滤波精度和标准UKF相当的条件下减轻了计算负担.根据UKF和扩展卡尔曼滤波(E KF)计算过程相似的特点,设计了SSUKF和EKF相结合的混合卡尔曼滤波算法.算法通过能够 度量估计误差的模式切换函数,可以自适应地在SSUKF和EKF之间切换,避免了UKF计算效率低 以及EKF对滤波参数敏感、容易发散的缺点.数值仿真结果表明,混合卡尔曼滤波器提高了 计算效率,保证了估计精度,具有良好的鲁棒性,适合于航天器自主导航系统.      

月球重力转弯软着陆的模糊变结构控制

针对月球软着陆的最终段,提出了以重力转弯方式进行软着陆的模糊变结构制导律.首先设计了次优滑动面,然后引入模糊控制器,使滑动变量逐渐收敛到0,实现安全着陆.考虑了发动机推力偏差、着陆器初始质量估计偏差、月球引力加速度偏差、初始条件干扰、敏感器测量误差及姿态跟踪误差.并用Monte Carlo技术验证了所设计的模糊变结构制导律具有很强的鲁棒性,能够克服各种随机偏差及干扰的影响.因此,所设计的软着陆制导律是可行的,并且只须以斜向距离和斜向速度作为输入,工程实现简单.      

基于引导型人工免疫算法的最优Lambert变轨

主要研究了燃料最省的Lambert双脉冲变轨问题.首先对普适变量法进行改进以避免奇异,并将其用于Lambert双脉冲变轨问题的求解.然后针对只给定初始时刻追踪航天器和目标航天器的轨道要素及总时间约束的交会问题,引入调相时间的概念,并将其和转移时间作为Lambert变轨的优化变量.最后采用引导型人工免疫算法GAIA(Guiding Artificial Im-mune Algorithm)对该优化问题进行寻优.仿真算例表明,与自适应遗传算法AGA(Adaptive Ge-netic Algorithm)相比,GAIA具有更强的寻优能力和更快的寻优速度,从而验证了GAIA用于最优Lambert变轨的有效性.     

柔性航天器IPACS建模与动力学分析

利用拟坐标下的拉格朗日方程和动量矩定理,建立了带变速控制力矩陀螺群(VSCMGs,Variable Speed Control Moment Gyroscopes)的柔性航天器的能量/姿态一体化控制系统(IPACS, Integrated Power/Attitude Control System)的动力学模型,该模型适合于姿态控制律设计及VSCMGs操纵律设计.采用动量管理和VSCMGs构型选取相结合的方法,有效地避免了VSCMGs设计时可能出现的奇异问题.分析了采用VSCMGs的柔性航天器IPACS中的动力学耦合问题,并以某大型航天器为例进行了数值仿真.分析和仿真结果显示出,当VSCMGs的力矩轴接近(或陷入)奇异或进行储/放能切换时,VSCMGs都会对柔性附件造成显著影响.      

射流动量控制器精细建模及其应用

文章研究了新型姿态控制执行机构——射流动量控制器的精细动力学模型.基于流场内的流体特性,分析了粘性使流场速度衰减的规律,通过对流动面各点的速度积分,推导了与工质特性相关的执行机构等效角动量,得到了能够反映射流动量控制器内部特性的精细动力学模型.然后,建立了含有三正交构型射流动量控制器组的航天器姿态动力学模型,并依据该动力学模型设计了姿态控制律.仿真结果表明,依据射流动量控制器精细模型得到的执行机构输出力矩反应速度快、误差小,应用在航天器姿态控制的过程中提高了对航天器控制的效率和精度.     

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.     

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。     

基于最优推力锥的级联推力分配算法

推力分配是推力系统冗余配置时航天器姿态控制系统的必备组成单元.针对传统直接搜索法以及单纯形法在分配过程中在线计算量大、工程实现较难的不足,提出了一种基于最优推力锥的级联分配方法.该算法首先进行无约束分配,搜索出实现目标控制量的准最优推力锥,然后用推力器喷气时间上限对无约束问题的最优推力组合进行饱和处理,更新推力器喷气时间上限,计算当前推力组合的控制误差,并作为下一步的目标控制量,更新推力锥,重复迭代,直至控制误差为0或当前目标量的可行锥不存在.文中以空间站核心舱为例进行了仿真,结果显示:与传统单纯形法相比,该方法能在保持计算量优势的前提下,在目标量可实现时能优化推力组合,精确实现目标量;目标量不可实现时,能在可达集内最大限度地实现目标控制量,充分利用了推力系统的控制能力.