MEMS惯性传感器融合的水平姿态解算方法

为获取惯性导航系统的姿态信息,针对MEMS惯性测量单元,设计了基于多传感器信息融合的水平姿态解算方案.在此基础上,提出了一种基于卡尔曼滤波的解决方案:利用陀螺仪测得的角速度更新前一步的姿态角,利用加速度计对重力矢量的观测修正陀螺仪给出的姿态角信息.设计了水平姿态解算试验平台以验证该算法,采用姿态航向参考系统AHRS500GA提供精确姿态角对解算结果进行对照,试验结果表明:在静态、动态条件下该算法均能准确地得到实时水平姿态角,其误差一般小于1°.     

非实时控轨编队卫星的相对姿态控制

为了精确指向目标,即确定从星的姿态指向,提出了一种计算期望姿态和期望角速度方法,该算法利用单星在惯性坐标系的位置和速度,不需要星上增加相对姿态测量设备.在此基础上设计了变结构控制器.数值仿真结果表明该方法可以实现准确的期望姿态计算和相对姿态控制.     

多小型飞行器自主编队姿态协同控制方法

针对多小型飞行器空间自主编队姿态协同飞行任务,研究了空间多小型飞行器自主编队在空间干扰影响下的姿态协同控制问题.考虑到编队无法获取外界参考信息,需要进行自主编队的情况,提出一种编队姿态协同控制方法.首先,提出的控制方法基于小型飞行器绝对姿态信息实现编队姿态协同,能够适应多种编队通信拓扑结构,并且对于外干扰力矩具有较强的鲁棒性;然后,根据Lyapunov定理,从理论上证明了闭环系统的稳定性和收敛性;最后,通过数值仿真验证了理论分析结果及所提出控制方法的有效性.研究结果表明,所提出的控制方法能够在干扰力矩作用下,利用小型飞行器绝对姿态信息实现编队姿态协同,且能够适应多种编队构型.     

应用滑动模态和时间尺度分离的航天器姿态控制

研究了基于时间尺度分离和滑动模态的航天器姿态控制问题.利用时间尺度分离的方法将航天器状态分成对应于姿态角的慢子系统和对应于姿态角速度的快子系统,从而构成内外两个控制回路,外回路跟踪给定的姿态角,内回路跟踪设计的姿态角速度.针对每个子系统分别设计PI型的滑动平面,在Lyapunov稳定性分析的基础上,推导出两个回路的变结构控制律.仿真结果证明了所提控制方法能够克服大幅值、高频率的外部干扰,比传统控制方法具有更高的精度和鲁棒性.     

一种非线性姿态系统的渐近解耦控制律

介绍了一种非线性姿态系统的渐近解稳定控制律。从卫星姿态控制的具体问题出发,针对姿态系统模型自身的非线性特点和控制任务要求,将原非线性控制系统变换为一渐近解耦、渐近稳定系统。在三个体轴旋转角速度和三个姿态角都可以得到的前年下,选取姿态角偏差作了新的状态变量,给出角偏差方程解耦时体轴旋转角速度所应满足的一个条件,并通过构造一类稳定的系统,求解出使这个解耦条件渐近成立的非线性反馈稳定控制律。所得到的渐近     

柔性航天器大角度机动闭环开关序列控制

针对柔性航天器大角度姿态机动时柔性附件的振动抑制问题,提出了一种闭环脉冲序列控制方法．该方法利用姿态角和角速度作为反馈信号,分别使用喷气推力器、反作用飞轮完成姿态的粗、精控制,以实现航天器的快速大角度机动;同时,为实现平稳的机动过程,设计成形的喷气开关控制指令,以避免机动过程中推力器激起柔性结构的持续振动．全物理实验结...     

卫星编队飞行的相对姿态控制

使用基于李亚普诺夫的控制方法,研究了双星编队飞行系统的相对姿态控制问题.考虑角速度可测和角速度信息不可测量两种情况,进行了状态反馈和输出反馈的姿态控制算法的设计,并通过李亚普诺夫方法证明了编队飞行系统全局渐近稳定性.最后对给出的算法进行了数值仿真.结果表明,所设计的控制算法实现了编队卫星之间的姿态协同控制,是可行的、有效的.     

二阶系统包容控制算法及其收敛速度分析

针对具有多领航者的二阶系统分布式协同控制问题,提出了一种一般性的包容控制算法,并基于控制增益系数和系统信息拓扑拉普拉斯矩阵的特征值给出了系统收敛的充分必要条件．在此基础上,进一步研究了控制增益系数和系统信息拓扑对系统收敛速度的影响,给出了取得极大收敛速度的控制增益系数解析表达式,并利用Weyl定理证明了增加系统中的信息链路可以提高系统收敛速度．最后,系统仿真验证了所得结论的正确性．     

应用滑动模态和时间尺度分离的航天器姿态控制

研究了基于时间尺度分离和滑动模态的航天器姿态控制问题．利用时间尺度分离的方法将航天器状态分成对应于姿态角的慢子系统和对应于姿态角速度的快子系统，从而构成内外两个控制回路，外回路跟踪给定的姿态角，内回路跟踪设计的姿态角速度．针对每个子系统分别设计PI型的滑动平面，在Lyapunov稳定性分析的基础上，推导出两个回路的变结构控制律．仿真结果证明了所提控制方法能够克服大幅值、高频率的外部干扰，比传统控制方法具有更高的精度和鲁棒性．     

基于粒子群算法的航天器姿态运动规划

当将万向节的相对转动角速度作为航天器系统姿态运动规划的控制输入变量时,由于航天器系统的控制输入的数目少于系统的自由度数目,系统的姿态运动成为典型的欠驱动非完整系统的运动规划问题,其运动控制问题变得非常复杂。提出了一种应用粒子群算法优化系统姿态运动规划的数值算法。数值仿真结果表明了该方法的有效性。