考虑燃料晃动效应的航天器自适应滑模姿态控制

针对一类带有球形储液箱的航天器,在将其等效为单摆模型的基础上,分析了系统方程的特点,将系统的状态变量分为两部分,并考虑到在航天器机动过程中燃料消耗作用的影响,导致系统方程中的三个重要参数发生变化.基于以上原因,设计了一种自适应分层滑模控制器,采用李雅普诺夫函数法求取自适应控制律和总的控制量,保证闭环系统的稳定性.最后通过仿真验证这种控制器设计不仅可以使系统姿态在短期时间之内达到稳态,还同时抑制了液体晃动产生的影响.     

基于角动量空间的SGCMGs姿态控制策略

针对单框架控制力矩陀螺（SGCMGs）的奇异问题,旨在建立一种基于角动量空间而非力矩空间的SGCMGs姿态控制策略,从根源上解决SGCMGs的操纵奇异,且不失其敏捷特性.由于此控制方案的动量管理环节需要另外一套动量交换机构参与,故引入反作用飞轮（RWs）组成混合执行机构,同时RWs可在机动末端用于高精度姿态稳定.针对双平行SGCMGs,采用特征轴时间最优路径进行角速度规划,并基于角动量空间设计控制策略.同时,针对一个陀螺失效的情况设计了相似的角动量控制算法.仿真结果表明,采用角动量控制律不涉及奇异问题,且敏捷性与稳定性良好.     

可重复使用飞行器归一化复合控制系统设计

以可重复使用飞行器（RLV）的姿态控制系统为研究对象,提出一种基于归一化方法的新型复合控制系统设计方法。对RLV三自由度姿态动力学模型中的气动控制量和反作用控制系统（RCS）控制量分别进行归一化处理,建立RLV复合控制的归一化模型。在此基础上,通过对归一化模型的输入矩阵中同种执行机构控制阈值的设计,获得两种异类执行机构复合控制的切换条件,并进一步修正了归一化复合控制模型。基于积分型终端滑模控制方法,设计了可重复使用飞行器的复合控制系统,并采用广义逆的方法,直接将控制分配融合到控制律的设计中来,实现控制律和控制分配的一体化设计,不需要优化算法,减少了控制系统的计算量。最后,对可重复使用飞行器姿态控制系统进行数学仿真,不仅校验了采用归一化方法设计的复合控制系统的有效性,而且与采用线性规划优化控制方法具有相同的姿态控制效果。     

基于云计算的航天器控制系统自组织体系结构

针对目前航天器控制系统中计算单元冗余备份过多但系统动态效能不足的问题,提出一种航天器控制系统自组织体系结构,通过高速对等网络将系统建立在云计算的基础上,取消单节点的冗余备份,以系统整体能力为单个节点做备份,当出现节点故障时动态迁移其程序和数据到其他正常节点以继续其功能,从而实现系统在故障时计算体系的动态聚合重构.     

基于Smith预测控制的空间机器人遥操作研究

基于无源性理论分析机器人时延双向遥操作不稳定的原因.为保证系统稳定,提出一个结合Smith预测控制与在线修正环境参数的控制策略.针对机器人接触性操作任务中环境模型参数的辨识,通过拉弹簧试验给出了在线辨识方法,并对提出控制策略的稳定性和透明性进行仿真分析.完成了机器人在时延条件下拉弹簧遥操作试验,结果表明在结构化环境中所提出的方法可以提供操作者较好的透明性.     

执行机构驱动单元软件的设计与分析

介绍执行机构驱动单元软件(ADU)的功能设计和时序设计.从总线消息时序冲突、临界资源访问冲突等方面分析软件外部接口时序设计约束、内部接口时序设计约束的满足性,对时序设计有效性进行验证.软件可靠性设计方面,采用软件失效模式及影响分析(SFMEA)方法识别软件中的关键变量/器件,对其采取单粒子效应防护措施,并验证了措施的有效性.     

面向载人月球探测的确定性以太网应用研究

确定性以太网（时间触发以太网和时间敏感网络）是在传统以太网上增加时间同步、时间感知整形等机制,能够提供高可靠低时延的确定性通信服务的技术。确定性以太网在航天器中的应用,可以解决现有总线难以满足未来空间系统架构开放性、数据处理实时性和数据传输可靠性等应用需求的问题。对确定性以太网技术产生的背景、技术原理和发展现状进行分析,提出一种“先融合后增强”的推进步骤,即由时间触发以太网和时间敏感网络融合的架构逐步过渡到完整的时间敏感网络架构,为我国未来航天器信息系统数据总线的设计和实现提供思路。     

基于高斯伪谱法的空天飞机上升段最优轨迹设计

针对复杂多约束条件下空天飞机上升段燃料最优轨迹优化问题,提出一种基于高斯伪谱法的上升段轨迹优化策略.依据发动机的推力特性将上升轨迹合理分段,使原最优控制问题转化为多段最优控制问题后,采用高斯伪谱法进行并行优化计算.数值仿真结果表明采用这种轨迹优化策略能够满足组合动力系统工作模态转换时对飞行状态的约束条件,可以在较短的时间内完成高精度的上升段轨迹优化任务,从而验证了该方法的有效性.     

星载观测平台的视线测量误差分配

面向光学卫星观测平台的视线测量精度需求,研究了一种基于区间分析理论的误差分配方法.基于先进的卫星、转台、相机结构,建立了惯性系下空间相机与目标间的视线矢量测量模型及测量误差模型.根据区间分析理论,给出了误差灵敏度的评价方法.根据星载观测平台的工作空间,得到了各项误差源在三个轴向上的全域最大灵敏度.以全域最大灵敏度为权重系数,建立了星载观测平台视线测量的误差分配模型,通过遗传算法将13项误差源的可行区间松弛致最大.Monte Carlo仿真验证了该误差分配方法的有效性,该方法也同样适用于机载、车载等观测平台的误差分配研究.     

基于联合供电的GEO卫星电推进工作策略

针对电推进系统高功率需求,以整星能源的高效利用为目标,以电推力器的复杂工程参数和整星能源为约束,提出基于太阳电池阵和蓄电池组联合供电的静止轨道卫星电推进在轨工作策略,定量分析不同电推进类型、太阳翼构型、电源系统配置等对工作策略的影响,得到复杂工程约束条件下的南北位保、东西位保和角动量卸载控制周期的优选方法.仿真算例表明,在留有工程设计余量的情况下,根据该方法优选得到的电推进工作策略可以满足电推进系统的使用要求和整星能源平衡要求,与采用增大太阳帆板面积的方法相比,可避免卫星平台承重能力降低（约60 kg）,并提高整星能源利用率.