基于扩张状态观测器的航天器自适应姿态控制

针对航天器三轴姿态大角度机动时动力学特性耦合强烈的情况,同时考虑外界干扰及执行器的不确定性,根据扩张状态观测器的相关理论,提出了航天器姿态机动的一种自适应输出反馈控制策略。首先,采用动量矩定理和欧拉法建立了航天器的姿态动力学模型。然后,在此基础上,利用扩张状态观测器能够准确地获取航天器三轴间非线性耦合及其他未知的外界干扰信息的能力,设计了一种仅需要姿态角测量值的自适应输出反馈控制律,使航天器在大角度姿态机动的同时能够通过自适应律补偿控制力矩的输出偏差。仿真结果表明,在多种任务模式下,航天器都可以很好地完成姿态机动任务,从而验证了控制律的正确性和有效性。     

交会对接气浮仿真平台视觉辅助姿态确定

文章首先介绍了用于空间合作卫星最后逼近段交会对接任务的仿真平台,描述了文中使用的姿态运动学方程和视觉成像算法。为了充分利用陀螺仪和视觉系统进行姿态确定,采用传统的扩展卡尔曼滤波（EKF）对两种测量数据进行融合,实现对姿态和陀螺仪漂移的估计。为了克服EKF调节参数过多和计算过程需要求逆的问题,设计了一种新的非线性观测器。最后,通过在对接仿真平台上进行试验,对比验证了非线性滤波器的有效性以及实用性。     

空间交会对接微波雷达测量系统面校准技术研究

介绍一种空间对接雷达测量系统地面校准方法.使用三坐标测量机准确标定立方镜和雷达天线之间的关系,将雷达天线和应答机天线分别固定在两空间舱上,在实验现场使用经纬仪测量系统测试.在测试过程中使用空间坐标转换方法,对位置关系中的姿态角进行标校,验证雷达测量系统的测量准确度,确保空间对接舱在太空中对接成功.     

短基线约束条件下的整周模糊度二维搜索算法

通过对基线仰角和方位角的搜索,在二次残差最小的条件下确定整周模糊度。建立了搜索模型,论述了搜索原理及其应用的具体过程,推导了粗搜索和精搜索的步长。通过试验与最小二乘降相关平差(Least-squares Ambiguity Decorrelation Adjustment,LAMBDA)算法进行分析比较,验证了新方法的正确性及可靠性,得到了1cm的基线精度,0.6°的仰角和0.4°的方位角精度,且算法简单,搜索效率高,适用于载体的姿态测量。     

基于扰动观测器的指数时变滑模再入姿态控制

针对再入飞行器姿态控制问题,设计了一种全局鲁棒的基于扰动观测器的指数时变滑模姿态控制器,使得在存在匹配模型参数不确定性和外部扰动情况下仍能够实现精确的姿态控制。首先对飞行器模型进行反馈线性化解耦,将俯仰、滚转、偏航通道分解为3个独立的二阶系统。然后以俯仰通道为例,设计指数时变滑模控制器,使得系统具有全局鲁棒性。进一步,为了减小采用饱和函数消除滑模控制抖振而带来的系统跟踪误差,引入扰动观测器,设计了一种基于扰动观测器的指数时变滑模控制系统。最后,以某飞行器为例建立六自由度仿真模型,在考虑大气密度、转动惯量偏差以及外部高频扰动的情况下,验证了加入扰动观测器后对系统性能的提高。     

空基伪卫星组网部署的航路规划算法

针对以临近空间飞艇为平台的空基伪卫星组网问题,提出了一种空基伪卫星从初始位置到目标位置进行组网部署的航路规划算法。首先,通过梳理空基伪卫星组网的性能指标,设计了基于距离和几何精度因子（GDOP）的航路规划代价函数;然后,对航路规划的约束条件进行了分析,在稀疏A*算法的基础上,设计了距离代价和GDOP代价权重可自适应调整的空基伪卫星航路规划算法,并对规划出的航路采用Dubins曲线进行平滑;最后,通过仿真实验,对提出的航路规划算法进行了验证。仿真实验结果表明,航路规划算法在GDOP较恶劣的情况下,能够有效地在后续的航路规划中降低GDOP代价,提高用户定位精度;而在GDOP较为良好时,则可以增加距离代价的权重,在航路规划时使伪卫星尽快向目标位置收敛,减少时间消耗。      

上面级轨道转移段姿态控制技术

由于姿态与轨道运动的耦合,以及制导系统确定的发动机推力矢量方向不通过系统质心所引起的干扰力矩,火箭上面级轨道转移段的姿态运动会受到很大的干扰,为此,研究了利用轨控矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气的上面级姿态控制技术。首先,利用凯恩方程建立包括上面级本体、发动机旋转支架以及矢量发动机的系统多体动力学方程,推导了矢量发动机工作时偏心引起的干扰力矩和推力矢量控制中矢量发动机的摆角计算公式,利用矢量发动机主动摇摆和滚转姿控发动机喷气控制上面级的姿态。其次,基于变结构控制方法,设计了上面级轨道转移段的姿态控制律,使得上面级轨道转移期间姿态控制的精度达到了10^-3级别,且矢量发动机推力矢量既为制导指令方向又通过系统质心,减小了矢量发动机对上面级的干扰力矩。最后,进行了数值仿真,仿真算例结果验证了控制律的可行性。     

Space-based line-of-sight tracking control of GEO target using nonsingular terminal sliding mode

This paper addresses the issue of high-precision line-of-sight (LOS) tracking of geosynchronous earth orbit target in highly dynamic conditions via spacecraft attitude maneuver. First, characteristics of the LOS motion are analyzed by a simplified linear relative motion model. Second, after transforming the quaternion-based attitude model into a double integrator system, a new nonsingular terminal sliding mode controller is proposed for spacecraft attitude tracking in a nominal case without parametric uncertainties and external disturbances. Third, an adaptive new nonsingular terminal mode controller is proposed for spacecraft attitude tracking in an uncertain case, which is done via constructing a pair of adaptive laws to estimate the parametric uncertainties and external disturbances online. The robust stability and finite time convergence property of the closed-loop system are demonstrated by Lyapunov theorem. Under control of the proposed controller, zero steady state error tracking of LOS with a smooth transition phase can be achieved in scheduled time, regardless of parametric uncertainties and external disturbances online. Finally, detailed numerical simulation results are presented to illustrate the effectiveness and performance of the proposed controllers. Contrasting simulation results shows that proposed controllers can track the desired trajectories effectively and have better performance against the controllers based on linear sliding mode and the existing fast nonsingular terminal sliding mode.     

基于自适应滤波的编队卫星实时相对定轨

提出基于自适应滤波的编队卫星实时相对定轨算法,利用2005-12-09—10两颗GRACE（Gravity Recovery and Climate Experiment）卫星的GPS（Global Positioning System）实测数据进行实时相对定轨试验计算,采用JPL（Jet Propulsion Laboratory）轨道对试验结果外部检核,结果表明:①自适应滤波相对定轨通过自适应因子,可以较好地平衡编队卫星的观测信息和相对动力学信息,其相对定轨结果精度优于Kalman滤波相对定轨结果;②自适应滤波相对定轨结果随着星间基线缩短而精度提高;③两颗GRACE卫星采用单频伪距和广播星历进行自适应滤波相对定轨,可以得到精度优于6cm的星间基线。     

T-Mac激光跟踪系统动态性能分析

针对基于视觉测量技术的六自由度激光跟踪仪,阐述了其工作原理及动态性能的测试方法,着重考核了T-Mac激光跟踪系统动态姿态角测量准确度。