基于BP神经网络的飞行器参数辨识与自适应控制

针对跨域空间飞行器气动参数非线性严重和具有大不确定性等特点,提出一种基于BP神经网络的飞行器离线参数辨识与在线自适应控制的方法.首先,临近空间飞行器进行风洞试验吹风得到的气动参数是典型的输入输出非线性系统,运用BP神经网络算法进行离线训练建立气动数据的辨识模型;其次,根据气动数据的辨识模型计算实时舵效变化参数,飞行器控...     

一种用于SGCMG奇异规避的CVP轨迹规划

采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为执行机构的小型敏捷卫星在姿态机动过程中存在着奇异问题.本文从SGCMG姿态控制系统整体出发，将奇异问题转化为状态约束的动态控制问题，基于控制变量参数化(CVP)方法，设计了一种用于SGCMG奇异规避的轨迹规划.该算法在实现小型敏捷卫星大角度姿态机动过程无奇异的基础上，将SGCMG框架角转速的最优轨迹通过CVP方法进行分段线性规划.这种规划策略对框架伺服系统的算法设计无复杂要求，仅需要简单的加减速控制，从而节约了星上资源.在轨迹规划实现过程中，考虑了工程实际中的约束条件，可以按照姿态机动任务要求规划出一条综合考虑能量资源和目标精度的最优轨迹.仿真结果表明：该算法实现了姿态参数轨迹和星体角速度轨迹的平缓变化，目标误差在1×10-3量级，星体在机动过程中运行稳定，SGCMG不会出现奇异现象.     

科技文摘及其编写方法

根据国家科委科技情报局(86)国科情字053号文件“关于自然科学技术期刊附文章提要的通知”精神、国家标准《GB6447—86文摘编写规则》的规定和航天部科技情报信息系统与检索刊物建设的实际需要,凡航天部编辑、出版的期刊论文、科技报告、会议报告、情     

空间飞行器大角度机动递阶饱和控制律设计

针对以飞轮为执行机构的空间飞行器进行姿态大角度机动递阶饱和控制。在初始状念任意，反作用轮输出力矩受限、速率饱和约束条件下，提出递阶饱和的变结构机动策略，即针对飞行器的运动学模型，利用飞行器的误差四元数和角速度，通过绕瞬时欧拉轴旋转，引入误差凹元数限幅器，对姿态偏差进行逐次消除，提出了不需事先规划轨迹的绕欧拉轴逐次逼近控制算法。并且引入模糊推理规则来改进递阶饱和变结构控制设计，使得系统轨迹既能快速趋近滑动面又能降低抖振，有效减弱了一般变结构控制律中抖振问题，从而提高了变结构控制律的品质。     

一种用磁力矩器控制卫星姿态的新方法

本文研究如何用磁力矩器控制极地轨道上对地指向卫星的姿态。由于地磁场的方向在轨道上周期变化，卫星的姿态动力方程是一个线性周期系统。本文采用块能控标准形和滑动模态的设计思想，提出了种开关控制方法，可以保证线性周期系统的稳定性。文中给出一个仿真例子验证了此方法的有效性。     

基于变惯量反作用飞轮的小卫星大角度姿态机动控制研究

研究以变惯量反作用飞轮作为执行机构的小卫星的大角度姿态机动控制问题。变惯量反作用飞轮是一种新型的动量交换装置,不仅可以通过改变飞轮转速输出力矩,还可以通过改变其转动惯量实现大范围的力矩输出。文中建立了带有变惯量反作用飞轮的星体姿态动力学方程,设计了姿态控制律和飞轮的操纵律。仿真结果表明,与一般反作用飞轮相比,当小卫星大角度机动时变惯量飞轮的转速更不容易饱和,且力矩的输出范围变宽,可以同时满足小卫星高精度稳定和快速大角度姿态机动的双重要求。     

挠性空间飞行器姿态控制系统的时间域鲁棒稳定性分析

本文研究挠性空间飞行器姿态控制系统的时间域鲁棒稳定性分析,由于太阳帆板的转动和动量轮的转速变化,使飞行器的数学模型具有不确定性。这些不确定性可以归结为对动力学系统运动方程式的摄动。文中导出了鲁棒稳定性判据,并用算例说明其应用。     

卫星姿控仿真系统中的力矩传感器

在卫星姿态控制半物理仿真系统中 ,执行机构飞轮的输出力矩多采用通过对飞轮转速度化的计算来获得。本文提出一种基于力反馈原理的力矩传感器 ,用它对飞轮输出力矩测量 ,其性能指标明显优于上述方法。从有关实验结果看 ,一个精度高于 0 0 0 0 5N·M的力矩传感器是完全可以实现的     

基于Lyapunov方法的空间飞行器大角度姿态机动控制

本文研究空间飞行器大角度资态机动的控制问题，为了克服大角度机动时使用欧拉角可能产生的奇异问题，文中使用四元参形式的微分方程来描述飞行器的运动，飞行器的动力学方程具有不确定性和非线性。本文应用Lyapunov方法设计在大角度姿态机动控制器，这个控制器具有按指数规律变化的增益，它大大减小了对初始力矩的要求，最后，本文给出一个例子来说明所导出的控制器的优点。     

阿里安5姿态控制系统用400N推力室性能试验

介绍了阿里安5姿态控制系统(SCA)所用400N单组元肼分解推力室性能试验的结果.该推力室是由欧洲航天局出资、CNES负责研制的.SCA的目标适应不同的发射任务.在开始研制和评定阶段只有实际要求的工作循环得到了评定.为了增加对400N推力室性能的了解,进行了极限性能考核试验,以满足未来任务中试车程序的要求.