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相似文献
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1.
SGUCMG系统非奇异路径规划   总被引:2,自引:0,他引:2  
单框架控制力矩陀螺(SGCMG)是应用在航天器上的一类惯性执行机构。在航天器的姿态控制中,通常采用三个或以上的SGCMG,以满足三轴控制的要求。但是,当多个SGCMG协调工作时,系统会出现奇异现象,并极大地降低了SGCMG系统的操纵性能。为回避SGCMG系统的奇异,本文提出了一种新的奇异回避条件,并通过对非线性规划中当前Kuhu-Tucker乘子值的估计,得到了冗余SGCMG系统闭合形式的非奇异路  相似文献   

2.
在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中,如果考虑框架伺服特性,往往假设系统的物理参数是确切已知的.为消除参数的不确定性对操纵性能的影响,设计了一种自适应操纵律.该操纵律可对系统物理参数进行在线估计,并能根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令,直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩.由于操纵律没有算法奇异,在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下,可使操纵误差渐近收敛至零.同时,该操纵律对系统参数变化具有良好的适应性,且形式简单,易于实现.对应用在航天器上的某SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的.  相似文献   

3.
利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究.推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型.设计调试了实物仿真系统.研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题.证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性.通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性.  相似文献   

4.
SGCMG系统框架角轨迹跟踪自适应补偿控制   总被引:5,自引:1,他引:4  
作为应用在航天器上的惯性执行机构,单框架控制力矩陀螺(GSGCMG)系统框架角空间的轨迹跟踪性能对航天器姿态控制(或稳定)精度有着极大的影响,为提高SGCMG系统框架角轨迹跟踪性能,本文在轨迹跟踪控制中,采用了“PD+自适应补偿”的控制器结构,通过分析可以发现,此种控制器不但可使轨迹跟踪误差收敛至零,实现有限时间跟踪控制,而且可使轨迹跟踪误差每一分量的绝对值指数收敛,对应用在航天器上的金宁塔形4-SGCMG系统框架角空间轨迹跟踪控制的仿真结果表明,上述控制算法是可行的。  相似文献   

5.
针对SGCMG群敏捷姿态机动这一新技术,研究一种SGCMG群姿态机动测试用例设计方法。在分析SGCMG运动特性的基础上,建立了SGCMG群卫星姿态动力学模型和SGCMG群力矩输出矩阵,由此开展了SGCMG群操纵律研究及奇异性分析;结合SGCMG群卫星姿态动力学模型、运动学模型和PID控制器设计,搭建了敏捷卫星姿态控制闭环仿真系统,采用不考虑奇异规避的广义操纵律进行闭环仿真,通过遍历搜索的仿真运算,寻找分别经历无奇异、显奇异和隐奇异的典型目标姿态角组合,完成了敏捷卫星SGCMG群奇异规避算法的测试用例设计与验证,实现了对SGCMG群敏捷机动能力与系统指标的全面考核,极大提高了测试用例覆盖的全面性和有效性,具有现实的工程意义。  相似文献   

6.
本文介绍一种基于控制力矩陀螺(CMG)的新型姿态控制系统。CMG可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力,这将有助于小卫星变得更加机动灵活。灵活性可以显著地扩大航天器的应用范围,提高航天器的效能并且可以大大增加地球观测和科学任务的数据返回率。在接下来的章节中介绍CMG的基本特性,分析了一种为增强型微小卫星设计的低成本、小型化单框架控制力矩陀螺(SGCMG)方案。文中建议的一个SGCMG参数表明,使用CMG有许多优点。该SGCMG能够产生9.82mNm的控制力矩,并且已经通过了气浮台试验验证。对SGCMG和反作用轮(RW)的对比证明,使用SGCMG可以降低整星的重量和功耗。  相似文献   

7.
一种新的PUMA类型机器人奇异回避算法   总被引:2,自引:0,他引:2  
传统的奇异回避方法运算量大, 本文提出了一种新的 PUMA 类型机器人奇异回避方法—奇异分离加阻尼倒数法. 首先, 分析产生奇异的条件, 将导致 Jacobian 奇异的参数分离出来, 然后用阻尼倒数代替其普通倒数, 以回避运动学奇异的影响. 该方法无需对 Jacobian 进行 SVD 分解, 也无需估计其最小奇异值, 因而运算量小, 实时性好, 仅牺牲末端部分方向的精度, 适合于预定轨迹和实时轨迹的跟踪. 仿真和实验结果证明了算法的有效性.  相似文献   

8.
为了完成欠驱动刚体航天器(UCRS)姿态系统的稳定控制,使得UCRS全程稳定飞行,本文提出了一种奇异避免的反步控制(SABSC)方法.首先,对于已知的UCRS系统的动力学模型和利用(w, z)参数表述的运动学模型,本文通过构造合适的李雅普诺夫函数,推导得到了两个驱动轴角速度理想的函数表达式,确保了姿态系统参数的一致收敛;其次,在理想姿态角速度的基础上,借助于重构期望的李雅普诺夫函数,设计得到了奇异避免的反步控制器;最终,为了检验本文提出的SABSC的性能,进行了数值仿真实验,实验结果表明本文提出的控制器具有较好的控制性能.  相似文献   

9.
针对基于非线性奇异子系统模型的同步发电机,本文利用逆系统方法,研究了其励磁汽门综合控制的输入输出线性化解耦问题.同步发电机本质上是电力大系统中的一个非线性奇异子系统,同步发电机的解耦控制是使系统达到优良性能的重要途径之一.本文提出一种递推算法,利用逆系统方法将被控系统转化为两个独立的积分型线性子系统,实现了系统的动态解耦.仿真结果表明了本文所提控制方法的有效性.  相似文献   

10.
针对一类具有匹配干扰的二阶机械系统,本文研究了快速有限时间跟踪控制问题.结合有限时间反步法和非奇异快速终端滑模,本文提出了一种新的快速有限时间控制律,并给出了控制器参数所需满足的充分条件以保证系统的快速有限时间稳定性.进一步地,在一定情形下,所设计的快速有限时间控制律能够退化为经典的反步法、有限时间控制律和非奇异快速终端滑模控制律.最终,将所设计的控制律应用于航天器交会系统,数值仿真结果验证了所提方法的有效性.  相似文献   

11.
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.  相似文献   

12.
A new non-linear tracking control algorithm based on an attitude error quaternion is studied in this paper. The control law developed here uses the commanded attitude rate without transformation into the body frame. The direct use of the commanded attitude rate simplifies the calculation of its derivative, which is used in the control law. The solutions and the equilibrium points of the closed-loop system, which is a time-varying non-linear system, are obtained in different scenarios. In order to analyse the stability of the system and the tracking performance, two different forms of perturbation dynamics with seven state variables are introduced. Local stability and performance analysis shows that the eigenvalues of the linearized perturbation dynamics are determined only by the gain matrices in the control algorithm and the inertia matrix. The existence of globally stable tracking control is proved using a Lyapunov function. Simulation results show that the spacecraft can track the commanded attitude and rate quickly for a non-zero acceleration rate command.  相似文献   

13.
This work proposes a design for robust control system of a single-gimbal control moment gyro (SGCMG) driven by a hollow ultrasonic motor. Considering the nonlinear characteristic of the whole system, the fuzzy Takage-Sugeno control theory was introduced to achieve a robust control over wide range stability. Based on the proposed control theory, the parameters of feedback control of close loop were determined, and a whole system model has been build for system simulation and robust controller research. The simulation results have shown the effectiveness of the proposed control algorithm. The proposed controller was implemented on an embedded microcontroller unit through C language. On the actual system of SGCMG driven by ultrasonic motor, a sinusoidal signal speed tracking has shown that the speed error less 0.5°/s and the close loop system express a good stability over a referenced speed range of 0.2–72°/s. Step response experiments shown that the system fast response time without overshot. The experiments have verified the proposed robust control algorithm in speed, robustness and stability.  相似文献   

14.
传统航天器故障检测系统姿态定位能力较差,导致不能突破阈值,准确实现检测,且传统系统不具备重构能力;为解决上述问题,基于自主诊断重构技术,提出了一种故障检测的新方法,优化设计了航天器故障检测系统的硬件和软件部分,硬件设计采用EEC-Ⅰ型检测器,为保证检测器的运行,对检测器的电压与电流范围进行了设置;设计采用MATLAB的数据采集器,选用Telnet接入端口,实现采集器的通信,确保数据的顺利采集;采用FIR滤波器,为保证信号的完整性对通带和阻带进行设置;设计采用4NIC-UPS27型号一体化不间断电源为航天器故障检测系统提供动能;软件设计基于自主诊断重构技术的航天器故障检测系统流程,运用小波网络算法对航天器的姿态角数据进行分析,预测航天器的姿态角的安全阈值,最后利用残差数据分布概率模型进行航天器故障诊断;实验结果表明,设计的基于自主诊断重构技术的航天器故障检测系统能够很好地从X、Y、Z三个轴进行检测,确定不同方位的航天器故障,在设定阈值后,提出的检测系统能够很好地分析阈值,实现残差突破,同时具备路线重构能力.  相似文献   

15.
在航天器型号设计阶段需要利用高性能计算系统开展大量的仿真分析工作,昂贵的许可证资源使用极其紧张,作业计算效率低.针对高性能计算系统中现有作业派发机制未动态考虑高性能运算主机空闲状态的缺陷和不足开展研究,基于资源调度软件Platform LSF,结合航天器仿真分析特点,提出一种新的思路,设计并实现一种新的基于CPU因子(CPU Factor)影响的二次调度算法,CPU因子用于区分不同机器的相对运行速度,仿真结果表明算法能够有效提升作业计算效率,缩短许可证资源占用时间.实际案例说明算法具备推广应用的可能,一定程度的提高了许可证资源利用率,满足了航天器仿真分析过程中对于成本控制和资源精益化利用的实际需求.  相似文献   

16.
提出了一种基于TMS320F2812的单框架控制力矩陀螺外框架全数字伺服系统,通过分析控制性能的要求,确定带有电流环、速度环和位置环的三环控制方案,通过对三环的作用进行研究,应用工程化的频域设计方法设计电流环和速度环,给出位置环数字PID控制的改进方案;系统实现了低速高精度稳速控制,与模拟系统相比,控制算法更加方便,大大降低了功耗;在不同速度范围内对三环控制进行仿真和样机调试,结果表明该系统能够很好地实现框架高精度控制。  相似文献   

17.
目前航天器机械加工装配作业依赖人工操作,影响航天器密封舱内结构装配精度。为此,设计了航天器密封舱内结构装配精度检测系统,为高精度装配航天器密封舱内结构提供基础。由于航天器密封舱舱内结构较为复杂,为了保证使用电池供电时,检测系统能够保持稳定可靠工作模式,应保证电池电量充足前提下,系统发出预警信息,以便工作人员及时采取相应解决措施。在电池供电电路中,设计欠电压电路监测形式,该电路主要是由电压比较器LM393和555和谐振电路构成。当电池供电量不足时,谐振电路中的微电流高效率650nm谐振腔发光二极管会出现闪烁报警信号。以STC89C52RC-40I-PDIP40单片机中央控制单元为核心芯片,检测航天器密封舱密封性能。依据机器视觉检测原理,使用非线性滤波算法增强图像,避免外界噪声对图像采集结果造成影响,滤除图像上若干白点。设计检测流程可得到仪器板安装精度和设备安装支架装调检测结果。由实验结果可知,该系统检测精度最高与实测值一致,为航天器密封舱内结构优化提供设备支持。  相似文献   

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