充液柔性航天器非线性姿态动力学及再定向姿态机动

研究全充液柔性航天器大角度姿态机动中非线性姿态动力学及姿态再定向问题．采用Lagrange方法推导了液-柔耦合系统动力学方程并对系统进行了相空间动力学研究．由于能量耗散及柔性附件振动对系统产生扰动并由此引起混沌姿态运动，经历姿态转换后的航天器最终姿态定向不能预先确定．本文研究表明，通过一对互为反向的脉冲推进可以完成预期的姿态再定向机动．给出了实现姿态再定向机动的控制策略，并对控制前后的姿态本体轨迹及主角动量分量时间响应历程进行了数值仿真．     

深空探测航天器姿态的自抗扰控制

本文针对一种带有挠性附件和液体晃动的深空探测航天器姿态控制问题,提出了自抗扰控制律.该控制律可以自主、有效地抑制挠性附件弹性振动和液体晃动对姿态角运动的耦合作用以及处理大范围的扰动和系统不确定性.基于四元数生成角速度跟踪指令,把控制问题由姿态角控制转化为角速度控制.通过设计扩张状态观测器实时估计并补偿角速度通道总扰动并结合角速度偏差反馈,使得角速度快速跟踪指令,进而实现控制目标.仿真结果验证了控制律的有效性和鲁棒性.     

输入饱和的充液航天器抗干扰有限时间滑模控制

研究三轴稳定充液航天器姿态控制过程中存在外部未知干扰、参数不确定和输入饱和的问题,提出一种抗干扰有限时间滑模控制的姿态机动控制方法.将部分充液贮箱内液体燃料晃动等效为球摆模型,采用动量矩守恒定律推导出充液航天器耦合动力学方程.首先,设计有限时间积分滑模干扰观测器,保证控制系统中集总干扰可以在有限时间内被估计;然后,基于所设计的干扰观测器,提出一种抗干扰有限时间快速终端滑模控制策略,并且证明在该控制律的作用下闭环系统的状态是有限时间稳定的,而且收敛到指定的快速终端滑模面上.此外,通过引入辅助变量补偿控制输入超调量,克服输入饱和的约束.仿真结果验证了该控制策略的有效性和鲁棒性.     

挠性飞行器时间燃料优化姿态机动控制的振动抑制

研究了使用反作用推力作为执行机械的姿态控制系统,针对挠性飞行器姿态机动控制,给出了命令整形时间燃料优化设计方法,在机动过程中,挠性振动对机动时间、燃料消耗和机动精度具有很大的影响,文中给出了挠性振动抑制手段,使机动完成的同时,振动得到有效抑制,由于振动频率和振动阻尼不易精确参数化,所以考虑挠性振动掏设计方法对振动频率和振动阻尼的鲁棒性设计问题,最后通过仿真验证了方法的可行性和有效性。     

挠性卫星姿态非线性局部镇定控制

本文针对挠性卫星姿态机动和振动抑制问题,给出一种基于多项式平方和(sum of squares,SOS)的非线性局部镇定控制方法.根据姿态系统结构特征,在此基础上,采用SOS结合S-procedure理论,得出相应的非线性局部可镇定条件.该条件可借助有效凸优化工具进行检验,当优化问题可解时,可构造非线性姿态控制器的解析解.最后,将文中方法应用于某型挠性卫星姿态控制.仿真结果表明,在实现大角度姿态快速机动的同时,有效抑制了挠性附件振动.     

Attitude-based dynamic and kinematic models for wheels of mobile robot on deformable slope

Deformable slope is a type of terrain that wheeled mobile robots (WMRs) and ground unmanned vehicles (GUVs) may have to traverse to accomplish their mission tasks. However, the associated terramechanics for wheels with arbitrary posture is rarely studied. In this paper, based on wheel attitude, dynamics of the wheel–terrain interaction for a rigid wheel on deformable slope is investigated. Through introducing the angular geometry of wheel attitude into terramechanics theory, a generalized dynamic model is developed, involving two inclination angles of slope and three attitude angles of wheel steering axis. Two representative cases are studied: the wheel runs straight forward and perpendicular to the slope, and the wheel is in a steering maneuver with an inclined steering axis. A generalized kinematic model for wheel–terrain contact point and wheel center is also provided, which analytically explicates that trajectory of wheel motion is coupled with wheel attitude while driven by angular rates. The proposed attitude-based models are valid for arbitrary wheel–terrain geometry and can lead to control purpose directly. Effectiveness of the models is confirmed by simulating the influences from attitude to wheel mechanics and motion.     

挠性卫星姿态机动三段式轨迹规划与滚动跟踪控制

以新颖成像模式对挠性敏捷卫星姿态的快速机动控制为需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)群为执行机构的挠性卫星,提出基于三段式正弦角加速度的姿态路径规划方法及具有滚动优化思想的跟踪算法。在姿态路径规划方法设计中,融合谱分析及非线性优化方法,设计了兼顾卫星姿态机动快速性及抑制挠性附件振动性能的姿态轨迹;为实现对规划姿态轨迹的高精度跟踪,综合加权优化指标及奇异性、执行机构能力等约束,设计了金字塔构型CMG群框架角速度的非线性模型预测(NMPC)跟踪控制律。在转动惯量存在测量误差及空间干扰情况下,多种姿态机动仿真表明,本文提出的控制方法是有效的,且表现出较强的鲁棒性。     

欠驱动航天器双飞轮—单喷气姿态最优控制原理及方法

欠驱动航天器的姿态控制能够增强航天器的可靠性.本文针对欠驱动航天器姿态控制, 从喷气姿态阻尼的角动量等效原理出发, 推导脉宽调制公式, 得到燃料消耗最小时给定姿态、非给定姿态两种情况下的喷气最优组合方案.同时, 为了实现喷气全局最优, 提出欠驱动飞轮姿态控制策略, 实现了运动航天器机动至预期姿态.进一步分析欠驱动飞轮航天器的姿态控制原理及稳定性, 提出了共面双飞轮-单喷气的配置方案, 通过双飞轮组合稳定航天器的角速度, 使得航天器到达预期姿态机动时燃料全局最省.结合绕两个旋转轴的姿态机动路径规划方法, 通过姿态机动时序关系的实时分配可实现航天器姿态机动与稳定控制.最后, 通过航天器姿态控制仿真和对比分析, 发现共面双飞轮-单喷气的欠驱动姿态阻尼及姿轨控制方案能够在较少硬件配置下实现对航天器的姿态控制, 且消耗燃料最少.     

基于拉格朗日描述的罐车内液体晃动模拟

基于拉格朗日描述的柔性多体系统动力学理论,采用绝对节点坐标有限元方法描述液体大变形运动,开展铁路液罐车内液体晃动模拟研究.本方法能够模拟液体自由表面的连续性变化,并适用于研究具有复杂外形容器的内部液体晃动问题.基于流体力学牛顿体基础理论,推导液体粘性方程和满足体积不可压缩的条件方程;采用基于绝对节点坐标方法描述的实体单元进行液体网格划分;采用罚函数方法描述液体与罐体之间的接触关系,组建液体-罐体耦合多体系统动力学方程.仿真计算液罐车内液体的横向和纵向晃动行为,发现液体自由表面形状呈非线性变化,不同断面处的高度和形状不同.     

Robust adaptive attitude control for flexible spacecraft in the presence of SGCMG friction nonlinearity

This paper investigates attitude maneuver control issues of a flexible spacecraft with pyramid‐type single gimbaled control moment gyroscopes (SGCMGs) as the actuator. The LuGre friction model is adopted to precisely describe the nonlinearity of the SGCMG gimbal friction. Aiming at restraining the adverse effects of the friction existed in SGCMG on the attitude control performance, a robust adaptive attitude controller is proposed, and projection‐based adaptive laws are presented to estimate the friction parametric uncertainties and the bound of friction nonlinearity. By treating the flexible mode coupling effect and external disturbances as lump disturbances, the inertia uncertainties and the bound of the lump disturbances are also estimated and compensated simultaneously to reduce their adverse effect on the system. With the Lyapunov technique, the states of flexible spacecraft control system are proved to be uniformly ultimately bounded. Numerical simulations demonstrate the effectiveness of the proposed scheme.     

On some attitude control syntheses for satellites with flexible appendages

The present paper concerns the possibility of improving the pointing accuracy of a satellite with large flexible appendages, by utilizing direct state-space methods for the controller design. A three-axis stabilized satellite controlled by momentum devices is considered, in a configuration providing a control momentum larger along a particular body axis than along the others. Flexibility is taken into account utilizing a very simple model, with the common assumption of small appendage deflections. As a system model, the general linearized equations, resulting from the chosen actuator configuration and appendage model, have been used, neglecting the dynamics of the particular actuator employed, i.e. CMGs, flywheel, gimballed flywheel, etc. A sensor time constant is included. As suitable general state-space approaches to the controller design, linear quadratic optimal control and Gilbert's method have been considered. Emphasis is given to a modified Gilbert method, which, using output feedback, allows the decoupling of the controlled attitude angles and the arbitrary pole placement of the response. Results of digital simulation of the whole system are discussed.     

面向新颖成像模式敏捷卫星的联合执行机构控制方法

为满足新颖成像模式对卫星姿态快速机动或对规划姿态的高精度跟踪控制需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺（Control moment gyroscopes,CMG）群与反作用飞轮为联合执行机构的挠性敏捷卫星,提出一种融合以Legendre伪谱法实现卫星姿态及CMG群框架角速度最优规划的前馈控制、以非线性模型预测控制（Nonlinear model predictive control,NMPC）实现最优轨迹反馈跟踪的复合控制方法.在前馈控制律设计中,充分考虑了CMG群的力矩输出能力、奇异性及振动抑制性能等约束,规划获得了最优的CMG群框架角速度、卫星的姿态角及角速度.在反馈控制律设计中,以飞轮输出力矩能力、姿态机动快速性及能量为约束,设计了具有滚动优化思想的跟踪算法,补偿由于初始状态及转动惯量偏差等带来的控制误差.研究结果表明,在转动惯量存在偏差情况下,本文的控制方法仍是有效的,且表现出较强的鲁棒性.     

基于自适应模糊与输入输出线性化的卫星姿态控制

将自适应模糊控制与输入输出线性化控制相结合，构成混合控制器，并将其应用于挠性卫星的姿态机动控制．给出了卫星姿态控制器的基本形式，分析了控制器参数的选取准则．在线调节自适应模糊控制器的参数，以补偿不确定性卫星的姿态跟踪误差．仿真结果表明，该控制算法通过在线学习能有效地克服挠性卫星的不确定性，具有较强的鲁棒性，从而有效地提高了挠性卫星的姿态控制精度．     

自旋卫星喷气姿态控制动力学

本文讨论了自旋卫星向任意目标姿态机动的动力学问题.文中导出了一组受一串脉冲控 制力矩作用的卫星姿态运动的解析表达式.这些公式描述了角动量、章动角和姿态相位角与 控制力矩、控制次数之间的变化规律,可以直接应用于卫星姿控系统和姿态确定设计. 必须指出的是:关于将卫星自旋轴控制到垂直于轨道平面或将自旋轴控制到指向太阳, 都是本文所得结果的两个特例.     

基于LAN的转台机动控制虚拟动态测试分析系统设计

针对卫星姿态机动控制地面物理仿真监测实验,设计了卫星姿态机动控制性能动态测试分析系统;测试系统采用码盘作为测角传感器、数字I/O接口卡、测试目标为飞行器仿真气浮单轴实验转台,Labview和Access为开发软件;运用了动态测试技术、Lab-view与SQL连接的ADO技术,设计了库结构,利用Datasocket技术实现了实验数据的网络通讯,并介绍了系统硬件设计方法和软件系统设计方法,该系统实现了角度动态数据采集、数据自动存储、数据自动分析、数据管理及数据自动打印等实验功能,分析结果包括机动范围、姿控精度、控制误差及机动响应时间等数据项,还实现了局域网内PC机在线实验观测和实验数据备份功能;经实验验证,达到预期的实验测试任务要求。     

多目标进化算法在卫星姿态控制中的应用

挠性卫星大角度机动姿态控制要求卫星能够较快地机动到给定位置,同时要求由卫星机动引起的帆板振动强度尽可能地小.基于一种新型的多目标优化进化算法,规划卫星的大角度机动路径,以同时优化卫星姿态机动的快速性和帆板低振动强度两个指标.仿真结果表明,所提方法运行一次便能够有效地搜索到一组多样性较好的非支配路径解,供决策者在不同的工作目标下选择,有效地缓解了两个指标间的矛盾.     

深空探测柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

太阳帆利用太阳辐射压力提供太空航行的必要动力,由于具有理论上的无限速度和无需消耗任何燃料等优势,被认为是完成未来深空探测任务的有效技术途径之一.柔性太阳帆航天器的动力学模型包括多体动力学、刚柔耦合动力学和太阳辐射光压模型,复杂的动力学特性导致其姿态控制设计具有很强的挑战性.针对带有控制杆的柔性太阳帆航天器,本文采用拉格朗日方程和有限元法,给出了面向控制的解析式动力学模型.所推导的刚柔耦合动力学模型,刻画了太阳帆航天器的本质动力学特性,即双框架控制杆的短周期运动,姿态与柔性太阳帆的耦合效应,以及在太阳光压恢复力矩下的姿态静稳定性和长周期运动.基于带控制杆的太阳帆航天器的双时间尺度特性,提出了双回路控制结构,用于实现航天器俯仰轴和偏航轴的姿态控制.将内回路设计为PD控制器,用于实现质心位置的调整.将外回路设计为PID控制器,用于阻尼姿态运动,并实现在平衡太阳光压力矩下的姿态保持.从而将柔性太阳帆航天器的复杂姿态控制问题转化为两个低阶子问题,实现了在不同频带上的控制设计.仿真结果验证了动力学建模和姿态控制设计方法的有效性.     

Regulation of a geometrically exact flexible beam manipulator

The rest-to-rest maneuver of a single-link flexible manipulator using the geometrically exact nonlinear beam model is considered. It is shown that, with the joint torque only, a simple linear feedback law derived based on a Lyapunov-type method stabilizes the highly nonlinear coupled system described by a set of integro-partial differential equations with coupled nonlinear boundary conditions.     

FLEXIBLE SPACECRAFT VIBRATION SUPPRESSION USING PWPF MODULATED INPUT COMPONENT COMMAND AND SLIDING MODE CONTROL

This paper presents a dual‐stage control system design method for the rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages. In this design approach, attitude control system and vibration suppression were designed separately using lower order model. The design of attitude controller was based on sliding mode control (SMC) theory leading to a discontinuous control law. This controller accomplishes asymptotic attitude maneuvering in the closed‐loop system and is insensitive to the interaction of elastic modes and uncertainty in the system. The shaped command input controller based on component synthesis vibration suppression (CSVS) method is designed for reduction of flexible mode vibration, which only requires information about natural frequency and damping of the closed system. Additionally, to extend the CSVS method to the system with on‐off actuators, pulse‐width pulse‐frequency (PWPF) modulation is employed to control the thruster firing and integrated with the CSVS method. Simulation results have been proven the potential of this technique to control flexible spacecraft.     

SGCMGs驱动的挠性航天器有限时间自适应鲁棒控制

针对挠性航天器系统中同时存在单框架控制力矩陀螺群(Single gimbaled control moment gyroscopes, SGCMGs) 摩擦非线性、电磁干扰力矩、惯量摄动以及外部干扰等问题, 提出了一种有限时间自适应鲁棒控制(Finite-time adaptive robust control, FTARC) 方法. 针对系统中存在未知参数的情况, 分别设计自适应更新律, 使得控制器的设计不依赖参数信息, 同时减小外部干扰对系统的不利影响. 应用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统姿态角误差和姿态角速度误差可在有限时间内收敛到原点附近的邻域内. 仿真结果表明, 所提控制律可实现挠性航天器姿态快速机动, 并获得甚高指向精度.