基于地平/恒星的GEO航天器自主导航仿真分析

研究航天器自主导航的优化测试问题,针对我国的GEO轨道及施加小推力后的航天器自主导航的研究却很少.对GEO轨道航天器来说,若其不在我国测站测控范围内,则难以实现轨道测控.针对上述问题,提出采用地平仪和星敏感器的自主导航方案.同时,考虑众多的GEO轨道航天器采用高比冲电推进技术用于位置保持以及寿命末期离轨,还研究了在沿轨道速度方向连续小推力作用期间的自主导航问题.通过仿真,结果表明采用地平仪和星敏感器以及推广卡尔曼滤波的自主导航方法可以适用于GEO轨道航天器.     

考虑输入受限的航天器安全接近姿轨耦合控制

针对存在外部扰动和输入受限的航天器安全接近的问题,当扰动上界未知时,基于积分滑模控制理论设计了抗饱和的有限时间自适应姿轨耦合控制器.控制器的设计过程中采用了新型的避碰函数限制追踪航天器运动区域进而保证接近过程中航天器的安全性,同时通过辅助系统和自适应算法分别处理了输入受限和扰动上界未知.借助李雅普诺夫理论证明了在控制器的作用下系统状态在有限时间内收敛,且能够保证追踪航天器在实现航天器接近的过程中不与目标航天器发生碰撞.最后通过数字仿真进一步验证了所设计控制器的有效性.     

航天器近距离相对运动的鲁棒约束模型预测控制

航天器在轨服务对近距离相对运动精确控制的需求越来越强.通过引入集合理论,采用鲁棒可变时域模型预测控制和混合整数线性规划,解决了航天器近距离相对运动的鲁棒控制问题,便于处理控制约束和状态约束,对未知有界干扰、推力误差和导航误差具有鲁棒性.首先,针对航天器近距离相对运动过程中向任意目标集的有限时间机动问题,采用离散化C-W(Clohessy-Wiltshire)动力学模型、时间一能量组合优化目标函数和线性约束表示建立了控制问题模型;其次,给出了基于约束压缩的鲁棒可变时域模型预测控制算法,可以确保鲁棒可行和鲁棒完成;引入i-步鲁棒可控集分析问题可行性,通过集合运算将导航误差处理成有界干扰,采用混合整数线性规划完成了控制器设计.最后,数值仿真验证了模型的有效性.     

基于GEO的低轨航天器星间通信链路控制系统设计

目前提出的低轨航天器星间通信链路控制系统控制速率低,导致俯仰角和方位角响应能力差,角速度、角加速度、角度指向的误差较大。针对上述问题,基于GEO设计一种新的低轨航天器星间通信链路控制系统,分析低轨航天器星间通信链路,利用星间信号发射器、信号接收传感器、发射天线、接收天线和高增益天线,确定数据编码,确定数据传输方式。分别设计星地链路协议控制程序和星间链路协议控制程序,实现协议之间的控制。实验结果表明,基于GEO的低轨航天器星间通信链路控制系统控制速率高,具有较强的响应能力,控制参数鲁棒性强,能够有效降低角速度、角加速度、角度指向的误差。     

基于漏斗策略的航天器高精度姿态控制器设计

针对一类具有外部扰动的航天器控制系统,提出一种基于漏斗策略的高精度姿态控制方法,从而对整个跟踪控制轨迹进行规划,保证控制误差时刻满足设计需求,有效提升控制系统动态性能与品质.首先,对所提出姿态控制策略的跟踪性能进行理论分析,结果表明如果姿态控制误差初值位于根据性能需求设计的漏斗区域内,则在后续任意时刻跟踪误差将始终位于该动态性能漏斗中.在此基础上,考虑到实际工程应用中航天器系统控制信号的有界性需求,给出性能漏斗的优化设计方法,从而保证在输入幅值约束下控制系统的动态性能.最后通过数值仿真验证了所提出航天器姿态漏斗控制策略设计方法及理论分析结果的正确性和有效性.     

带有饱和的电机伺服系统非奇异终端滑模funnel控制

本文提出一种非奇异终端滑模funnel控制(NTSMFC)方法, 实现带有饱和输入电机伺服系统的指定性能跟踪控制. 根据中值定理, 非光滑饱和函数转化为放射形式, 并且应用一个简单的神经网络进行逼近和补偿. 为保证跟踪误差被限制在指定的界限内, 同时为避免构建复杂的barrier李雅普诺夫函数或逆函数, 本文采用一个新的限制变量. 然后, 构建非奇异终端滑模funnel控制器保证电机伺服系统的指定跟踪性能. 该方法无需事先已知输入饱和函数的界限等先验知识, 且基于李雅普诺夫函数设计可以保证位置跟踪误差的收敛性, 最后给出仿真对比实例证明了该方法的有效性.     

基于修正闭环子空间辨识--分段线性结构的 环管式丙烯聚合反应过程非线性模型预测控

本文提出一种非奇异终端滑模funnel控制(NTSMFC)方法, 实现带有饱和输入电机伺服系统的指定性能跟踪控制. 根据中值定理, 非光滑饱和函数转化为放射形式, 并且应用一个简单的神经网络进行逼近和补偿. 为保证跟踪误差被限制在指定的界限内, 同时为避免构建复杂的barrier李雅普诺夫函数或逆函数, 本文采用一个新的限制变量. 然后, 构建非奇异终端滑模funnel控制器保证电机伺服系统的指定跟踪性能. 该方法无需事先已知输入饱和函数的界限等先验知识, 且基于李雅普诺夫函数设计可以保证位置跟踪误差的收敛性, 最后给出仿真对比实例证明了该方法的有效性.     

带有饱和的电机伺服系统非奇异终端滑模funnel控制（英文）

本文提出一种非奇异终端滑模funnel控制(NTSMFC)方法,实现带有饱和输入电机伺服系统的指定性能跟踪控制.根据中值定理,非光滑饱和函数转化为放射形式,并且应用一个简单的神经网络进行逼近和补偿.为保证跟踪误差被限制在指定的界限内,同时为避免构建复杂的barrier李雅普诺夫函数或逆函数,本文采用一个新的限制变量.然后,构建非奇异终端滑模funnel控制器保证电机伺服系统的指定跟踪性能.该方法无需事先已知输入饱和函数的界限等先验知识,且基于李雅普诺夫函数设计可以保证位置跟踪误差的收敛性,最后给出仿真对比实例证明了该方法的有效性.     

基于性能指标约束的一类输入死区非线性系统最优控制

针对一类考虑指定性能和带有输入死区约束的严格反馈非线性系统,本文提出了一种自适应模糊最优控制方法.采用模糊逻辑系统逼近系统的未知非线性函数及代价函数,利用backstepping方法及命令滤波技术,设计前馈控制器.针对仿射形式的误差系统,结合自适应动态规划技术,设计最优反馈控制器.采用指定性能控制方法,将系统跟踪误差约束在指定范围内.利用死区斜率信息解决具有死区输入的非线性系统的控制问题.基于Lyapunov稳定性理论,证明闭环系统内所有信号是一致最终有界的.最后仿真结果验证了本文方法的可行性和有效性.     

柔性航天器拖拽空间碎片动力学与控制仿真研究

针对地球静止轨道空间碎片清除需求,开展了服务星通过绳索拖拽空间碎片离轨多体动力学与控制仿真研究.分析了在轨拖拽期间系统拓扑构型,采用递推方法推导了考虑地球J2摄动的服务星和空间碎片柔性多体动力学方程组,建立了基于集中参数法的绳索动力学模型,通过约束方程将绳索与服务星和空间碎片相连接,建立了服务星姿态控制力矩方程,最后形成了服务星在轨拖拽空间碎片期间柔性多体系统多体动力学方程.通过悬链线模型与本文采用的集中参数模型的比较验证了本文采用的柔性绳索模型的正确性,然后通过数值仿真分析了与服务星质量接近的空间碎片被拖动期间动力学特性,为这类航天器总体设计及空间碎片清除策略制定提供了参考依据.     

考虑状态约束的航天器编队分布式姿态协同跟踪控制

针对有向通信拓扑结构下的航天器编队姿态协同控制问题,提出一种基于反步法的分布式姿态协同跟踪控制律.在仅有部分跟随航天器可以获取动态领航航天器信息的情况下,利用多层神经网络的逼近特性对系统的非线性不确定性进行估计.同时,考虑到航天器编队的姿态协同跟踪控制性能,构造Barrier Lyapunov函数,使得状态变量保持在预设的约束区间内,进而实现对姿态跟踪误差的约束.根据代数图论和Lyapunov理论,证明跟随航天器的姿态跟踪误差最终有界.仿真分析表明了所提出控制方法的有效性.     

基于STK/X的远程导引变轨方案修正

远程导引多脉冲式变轨方案一般基于二体模型进行设计,设计结果存在摄动模型误差.当飞行时间较长时,由摄动模型误差带来的交会误差会达到上百公里甚至上千公里的量级,从而在实际摄动条件下难以实现追踪航天器和目标航天器的交会.采用L-BFGS-B优化算法,对初始的设计结果进行修正,以达到消除摄动模型误差的目的.优化过程中需要的真实摄动模型下的轨道预报,使用STK/X技术通过调用STK/Astrogator模块进行仿真得到.算例表明,初始设计的多脉冲式变轨方案经过修正后,能够在实际摄动条件下实现追踪航天器和目标航天器的交会.     

计算机数控系统光滑时间最优轨迹规划

基于控制向量参数化(CVP)方法, 研究了计算机数控(CNC)系统光滑时间最优轨迹规划方法. 通过在规划问题中引入加加速度约束, 实现轨迹的光滑给进. 引入时间归一化因子, 将加加速度约束的时间最优轨迹规划问题转化为固定时间的一般性最优控制问题. 以路径参数对时间的三阶导数(伪加加速度)和终端时刻为优化变量, 并采用分段常数近似伪加加速度, 将最优控制问题转化为一般的非线性规划(NLP)问题进行求解. 针对加加速度、加速度等过程不等式约束, 引入约束凝聚函数, 将过程约束转化为终端时刻约束, 从而显著减少约束计算. 构造目标和约束函数的Hamiltonian函数, 利用伴随方法获得求解NLP问题所需的梯度.     

航天器位姿运动一体化直接自适应容错控制研究

针对航天器近距离操作过程中追踪航天器位姿控制系统执行器故障问题,提出了一种直接自适应容错控制方法,保证了追踪航天器在发生执行器故障下的自身稳定性和对目标航天器位姿状态的渐近跟踪性能.基于对偶四元数的航天器位姿一体化控制系统模型,首先,假设故障已知,设计标称控制信号;然后,设计自适应更新律对标称控制信号中的未知参数进行估计,构成自适应控制信号;最后,利用多Lyapunov函数对多故障模式下的系统性能进行分析.仿真结果表明了所提方法的有效性.     

复杂约束下的挠性航天器姿态参考管理控制

本文提出了一种基于显式参考管理与模态观测器的挠性航天器姿态机动控制方法. 首先, 采用改进的罗德里格斯参数建立了航天器的运动学和动力学模型, 分析了存在的控制约束和角速度约束. 在此基础上, 设计了基于显式参考管理的约束挠性航天器姿态重定向控制算法. 由于挠性模态不能直接测量, 内层设计了模态观测器, 并将观测器观测得到的模态坐标作为内层无约束控制器的输入. 随后, 外层导航模块根据所需满足的约束条件设计了相应的动态路径, 该路径可以根据当前状态以合适的速率收敛到最终状态, 通过跟踪该路径, 航天器姿态就可以在满足约束的情况下快速到达期望位置. 通过构造合适的李雅普诺夫函数, 严格证明了该挠性航天器显式参考管理姿态控制算法的稳定性. 最后, 仿真结果进一步验证所设计算法的约束处理效果与振动抑制能力.     

动压-过载约束下无人机追逃最优机动决策研究

针对动压-过载约束下的无人机追逃机动控制问题,为优化设计,提出了采用微分对策的时间最优机动决策算法。首先建立无人机追逃质点动力学模型,然后根据双方极值原理,建立系统在动压-过载约束与追逃性能指标下的哈密顿-雅可比方程,通过此方程将无人机追逃机动控制问题转化为两点边值优化问题,并利用配点法求解两点边值问题的数值解,从而获得相应无人机的最优机动控制策略。最后以某型无人机纵向追逃控制为例进行数值仿真。仿真结果表明,改进算法不仅能有效求解无人机追逃双方的最优机动控制策略,而且满足期望的追踪性能指标和动压-过载约束条件。     

接近多颗Walker星座卫星的轨道选择和优化

由于Walker星座的结构特性,通过航天器轨道设计可实现航天器对多颗非共轨Walker星座卫星的近距离接近.在距离约束条件下,从理论上分析了航天器平台近距离接近Walker星座卫星时两者之间的时空关系,重点分析了角度关系,特别是分析了航天器接近星座卫星过程中的方位角变化规律.通过轨道相位的调整,对航天器平台轨道进行了优化;以此为基础对航天器轨道进行了选择和优化设计,结果表明:在百公里级的距离内,航天器在接近Walker星座卫星过程中能找到满足较高角度控制率要求的时间区间.最后给出仿真算例.     

基于协同多智能体值分解的频谱共享

在随机博弈频谱竞拍机制模型的基础上,给出基于值分解多智能体合作的频谱管理算法,算法不需要状态转移概率,考虑次用户之间的合作,把团队奖励分解为次用户的价值函数,之后将误差反向传播给各个次用户的价值函数.团队奖励分解可避免出现虚假奖励信号,提高了学习效率.     

基于遗传算法的有限推力交会轨道优化仿真

针对有限推力空间飞行器交会对接逼近段燃料/时间组合最优轨道优化问题,提出了一种采用遗传算法求解的优化策略.以C-W方程为交会模型,将整个逼近段分为若干弧段,在每个弧段内追踪航天器均采用常值推力机动,这样可以求得C-W方程在每个弧段内的解析解,于是,交会对接逼近段的轨道优化问题可以转化为具有非线性约束的数学规划问题,最后采用广义拉格朗日-遗传算法对该问题进行了优化求解.数学仿真结果表明,该方法可以很好的解决交会对接终端逼近段燃料/时间组合最优轨道优化问题.     

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.