敏捷卫星姿态机动的非线性模型预测控制

针对以金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)为执行机构的敏捷小卫星开展了先进机动控制算法的研究。在考虑控制力矩陀螺力矩约束及增量约束情况下,设计了基于非线性模型预测控制(NMPC)方法的卫星姿态快速机动控制律及操纵律。通过多种仿真分析了控制器设计参数变化对卫星姿态机动的影响,并与终端滑模控制方法进行了比较。实验结果表明,增大跟踪性能加权矩阵或延长预测时域均可以提高卫星姿态机动速度,缩短卫星姿态机动时间。设计的控制方法能够使卫星姿态在18s内实现40°的大角度快速机动,姿态指向精度和稳定度分别为0.01°和0.04(°)/s,与终端滑模控制方法相比,机动速度及稳态性均得到提高。本文方法为敏捷小卫星的在轨应用方式提供了理论支撑。     

基于terminal滑模控制的小卫星机动方法

采用terminal滑模控制方法研究了以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的小卫星的姿态机动控制。首先,基于修正罗德里格斯(MRP)参数建立了小卫星数学模型,以terminal滑模控制方法进行控制力矩规划。然后,采用SGCMGs作为小卫星执行机构,以非对角奇异鲁棒操纵律跟踪terminal滑模控制产生的期望力矩;通过仿真分析归纳出terminal滑模控制设计参数的变化规律和选取原则。最后,利用小卫星三轴气浮转台实验验证termianl滑模控制方法的实用性。实验显示:根据参数选取原则设定的参数进行小卫星机动稳定实验得到的姿态角和姿态角速度控制精度和稳态误差分别小于0.1°和0.01(°)/s,满足三轴气浮转台最佳控制精度。结果表明terminal滑模控制方法在小卫星机动稳定任务中具有很高的控制精度和稳定度,能够为小卫星成像任务稳定执行提供良好的基础。     

敏捷小卫星姿态机动切换算法研究

随着空间技术的发展,要求小卫星具备更多的功能,对小卫星的敏捷性也相应提出了越来越高的要求。因此研制高精度、高稳定度的快速机动小卫星是当前一个重要的研究方向之一。纵观国外卫星的发展,大型卫星控制系统通常采用的执行机构是单框架控制力矩陀螺(SGCMG)。单框架控制力矩陀螺 （SGCMG）系统从性能上优于传统的飞轮系统,是敏捷小卫星首选的执行机构,但存在奇异问题,尤其是小卫星上应用,奇异问题更加突出。因此单框架控制力矩陀螺系统理论研究工作主要集中在如何避免奇异的研究上。针对控制力矩陀螺在小卫星应用开展研究,为控制力矩陀螺工程应用提供依据。利用刚体小卫星作为研究对象,提出了切换控制算法对小卫星机动进行控制,并对控制力矩陀螺的力矩进行合理调节,避免饱和奇异。利用添加零运动的伪逆操纵律对SGCMGs进行操控。仿真结果表明,小卫星俯仰轴14s内机动45°,平均速度达到3.2°/s。证明这种切换算法满足小卫星敏捷性需要。     

快速机动小卫星执行机构研究

近年来,随着空间技术的发展,航天任务对小卫星的机动能力提出了越来越高的要求,目前研制具备高机动能力的小卫星已成为各国的研究重点。采用控制力矩陀螺作为小卫星的姿态控制执行部件,凭借其输出力矩大、精度高等特点,可以使小卫星的机动能力得到大幅度提升。成功研制出利用控制力矩陀螺控制的小卫星将对我国进行外层空间探索有着重要的国防和军事上的意义。本文阐述了控制力矩陀螺的工作原理,设计了控制力矩陀螺原理样机,并利用单轴气浮转台进行了控制力矩陀螺半物理仿真实验,实验结果表明控制力矩陀螺作为小卫星执行机构,可在短时间内完成大角度机动,为控制力矩陀螺在我国小卫星上的实际工程应用提供依据。     

敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪控制

研究了基于双框架控制力矩陀螺(DGCMG)的敏捷小卫星对地凝视成像过程中的姿态跟踪控制.首先,根据敏捷小卫星的特点和凝视成像任务需求设计执行机构配置方案.然后,根据轨道信息计算地面凝视目标的相对姿态和角速度;为避免控制力矩陀螺(CMG)奇异性的影响,同时设计了适当的控制律和操纵律.最后,通过在“试验三号卫星”的姿态轨道控制系统仿真平台上增加凝视成像任务需求并调整执行机构配置,建立敏捷小卫星姿态控制系统,对文中设计的方案和控制方法进行了数学仿真验证.仿真结果表明,该算法简单有效,能够实现敏捷小卫星对地凝视姿态跟踪,同时给出了DGCMG能够输出的最小框架角速率指标决定了姿态跟踪精度的结论.     

抑制船舶非线性横摇的主动陀螺减摇装置

考虑船舶在横浪中运动恢复力矩、阻尼力矩的非线性,建立船舶在不规则波浪中单自由度非线性横摇运动方程,提出一种基于控制力矩陀螺的船舶横摇抑制装置,研究船舶和减摇装置系统非线性动力学性质,设计变增益控制律控制陀螺减摇装置的进动,以产生期望的控制力矩,达到有效抑制船舶横摇的目的。以某船为研究对象,以随机横浪激励为干扰输入,研究所设计的减摇装置在不同海况下的横摇抑制效果,在有义波高分别为1 m和4 m时,横摇减摇率分别达到83.64%和79.04%。仿真结果表明,所设计的减摇装置能有效抑制船舶非线性横摇。     

拍翅式微型飞行器运动学的研究

对于拍翅式微型飞行器,设计了一种能产生大升力的翅拍动形式,分析计算了翅拍动所产生的气动力和气动力矩,导出了拍翅式微型飞行器机体的运动微分方程。利用该运动微分方程,可以对拍翅式微型飞行器的位置和姿态进行控制。     

反操纵大扭矩电动加载系统设计与应用

为满足新型舵机对反操纵加载性能的测试需求,设计了大扭矩反操纵电动加载控制系统。在对系统进行数学建模的基础上,从加载指标、系统稳定性等角度分析反操纵加载实现原理。针对多余力矩,根据不变性原理引入力矩前馈及舵机角度补偿,并基于力/位置混合控制模式实现对舵机高精度正反操纵大扭矩电动加载。实际应用表明,该方法能有效抑制多余力矩,满足了舵机反操纵力矩加载测试对加载精度的要求。     

基于低成本多传感器的自适应组合滤波

研究了基于硅微机电系统(MEMS)陀螺、加速度计及磁阻式磁强计组合的微小型飞行器用姿态航向参考系统.针对传统航姿算法无法保证微小型飞行器在长时间、高机动情况下以较高精度保持姿态航向的问题,提出了一种基于低成本多传感器的自适应组合滤波算法.该算法首先通过对运动加速度和磁干扰进行建模并将其引入状态方程来保证载体在长时间高机...     

RLV再入段六自由度制导控制律设计

针对RLV再入段六自由度制导控制问题,给出了一种结合高阶滑模跟踪制导律和带干扰观测器的Backstepping姿态控制律的综合制导控制架构,实现了高精度通用RLV的再入六自由度轨迹跟踪的设计与仿真。以HORUS-2B飞行器为研究对象,基于约束预测校正方法规划了再入标称轨迹;针对轨迹运动方程建立了基于高阶滑模的纵向轨迹制导律和侧向制导逻辑,设计了带有干扰观测器的Backstepping非线性姿态控制器,保证RLV姿态角跟踪的快速性和精准度,并将制导系统与姿态控制系统有效融合。通过蒙特卡洛仿真证明了设计的六自由度制导控制律具有良好的轨迹跟踪和较强克服模型不确定的能力。     

Kinematics and dynamics of a double-gimbaled control moment gyroscope

Control moment gyroscopes (CMGs) are torque-generating mechanisms that can be used for attitude and vibration control of spacecraft. CMGs consist of a rotating flywheel as well as a wheel-tilting actuator. Most CMG designs allow the flywheel spin axis to tilt about only one axis––a single-gimbaled CMG. This paper develops and analyzes the kinematics and dynamics of a novel double-gimbaled CMG design. The compact CMG design involves two four-bar linkages allowing the axis of rotation of the spinning flywheel to have two degrees of freedom.     

双框架磁悬浮控制力矩陀螺动框架效应补偿方法

双框架磁悬浮控制力矩陀螺(Double gimbal magnetically suspended control moment gyroscope,DGMSCMG)是由磁悬浮高速转子系统与内框架、外框架速率伺服系统构成的航天器新型姿控执行机构。由于非线性及三个子系统间的强耦合,框架转动时磁悬浮转子位移急剧增大影响稳定性,同时框架系统的响应速度显著下降,称之为动框架效应。该效应严重影响了DGMSCMG的功能,必须加以抑制。建立DGMSCMG的动力学模型,分析三个子系统间的动力学耦合机理,提出一种基于复合控制的补偿方法,引入针对陀螺项的反馈和针对框架角速率给定的前馈消除磁悬浮转子附加位移,提高框架系统响应速度,并对补偿后系统做全局稳定性分析。仿真和试验结果表明,该方法能在保证系统稳定性的前提下有效抑制动框架效应,满足DGMSCMG的功能要求。     

基于哈密顿方程的非完整约束控制系统分析及应用

针对航天器多体系统受非完整约束作用时,其动力学方程是强非线性微分方程组而难以求解析解、系统的稳定性及其控制难以进行分析的问题,提出通过带非完整约束的哈密顿控制系统对航天器多体系统的姿态稳定及控制进行分析的方法。采用该方法可以避免求解非线性方程组的边值问题。建立了一种简洁的航天器多体系统姿态稳定性控制方法,而且该方法使得系统的运动控制更加易于从物理意义上进行解释,即使得系统的稳定控制可以理解为系统和控制器之间的能量平衡。通过算例进行了验证和说明。     

分布式遥感编队多星协同观测中的姿态控制

针对分布式遥感编队中的协同观测问题,本文开展了多星协同姿态控制研究。首先建立了参考航天器由对日定向到对目标凝视观测的期望姿态,设计了基于姿态、角速度偏差的比例-微分（PD）控制器,证明了闭环系统的李雅普诺夫稳定性。在此基础上,进一步建立了伴飞航天器的期望姿态,为使目标在不同航天器像平面上成像位置匹配,以伴飞航天器、参考航天器的姿态之差为基础设计了伴飞航天器的PD控制器,证明了系统的稳定性。最后,将理论结果进行了仿真验证,结果显示伴飞航天器、参考航天器姿态控制误差小于0.01°,精度满足分布式遥感多星协同观测的任务需求。     

Attitude output feedback control for rigid spacecraft with finite-time convergence

The main problem addressed is the quaternion-based attitude stabilization control of rigid spacecraft without angular velocity measurements in the presence of external disturbances and reaction wheel friction as well. As a stepping stone, an angular velocity observer is proposed for the attitude control of a rigid body in the absence of angular velocity measurements. The observer design ensures finite-time convergence of angular velocity state estimation errors irrespective of the control torque or the initial attitude state of the spacecraft. Then, a novel finite-time control law is employed as the controller in which the estimate of the angular velocity is used directly. It is then shown that the observer and the controlled system form a cascaded structure, which allows the application of the finite-time stability theory of cascaded systems to prove the finite-time stability of the closed-loop system. A rigorous analysis of the proposed formulation is provided and numerical simulation studies are presented to help illustrate the effectiveness of the angular-velocity observer for rigid spacecraft attitude control.     

Adaptive backstepping fault-tolerant control for flexible spacecraft with unknown bounded disturbances and actuator failures

In this paper, a robust adaptive fault-tolerant control approach to attitude tracking of flexible spacecraft is proposed for use in situations when there are reaction wheel/actuator failures, persistent bounded disturbances and unknown inertia parameter uncertainties. The controller is designed based on an adaptive backstepping sliding mode control scheme, and a sufficient condition under which this control law can render the system semi-globally input-to-state stable is also provided such that the closed-loop system is robust with respect to any disturbance within a quantifiable restriction on the amplitude, as well as the set of initial conditions, if the control gains are designed appropriately. Moreover, in the design, the control law does not need a fault detection and isolation mechanism even if the failure time instants, patterns and values on actuator failures are also unknown for the designers, as motivated from a practical spacecraft control application. In addition to detailed derivations of the new controller design and a rigorous sketch of all the associated stability and attitude error convergence proofs, illustrative simulation results of an application to flexible spacecraft show that high precise attitude control and vibration suppression are successfully achieved using various scenarios of controlling effective failures.     

自由漂浮空间机械臂非完整运动规划的粒子群优化算法

带空间机械臂航天器系统在无外力矩作用时,系统相对于总质心的动量矩守恒而变为非完整系统,由于非完整约束的不可积性,非完整系统的运动规划与控制比一般系统要困难得多.针对这一问题,利用非完整特性研究自由漂浮空间机械臂的三维姿态运动规划问题,导出带空间机械臂的航天器三维姿态运动数学模型,并将系统的控制问题转化为无漂移系统的非完整运动规划问题.在运动规划中,引入Fourier基函数构成系统控制输入,对基函数的系数向量优化,提出一种应用粒子群优化的最优运动规划数值算法.数值仿真表明该方法对空间机械臂及航天器三维姿态运动的非完整运动规划是有效的.     

Dual-quaternion based fault-tolerant control for spacecraft formation flying with finite-time convergence

Study results of developing control system for spacecraft formation proximity operations between a target and a chaser are presented. In particular, a coupled model using dual quaternion is employed to describe the proximity problem of spacecraft formation, and a nonlinear adaptive fault-tolerant feedback control law is developed to enable the chaser spacecraft to track the position and attitude of the target even though its actuator occurs fault. Multiple-task capability of the proposed control system is further demonstrated in the presence of disturbances and parametric uncertainties as well. In addition, the practical finite-time stability feature of the closed-loop system is guaranteed theoretically under the designed control law. Numerical simulation of the proposed method is presented to demonstrate the advantages with respect to interference suppression, fast tracking, fault tolerant and practical finite-time stability.     

Distributed coordinated attitude tracking control for spacecraft formation with communication delays

This paper investigates the distributed coordinated attitude tracking control problem for spacecraft formation with time-varying communication delays under the condition that the dynamic leader spacecraft is a neighbor of only a subset of follower spacecrafts. We consider two cases for the leader spacecraft: i) the attitude derivative is constant, and ii) the attitude derivative is time-varying. In the first case, a distributed estimator is proposed for each follower spacecraft by using its neighbors’ information with communication delays. In the second case, to express the dynamic leader’s attitude, an improved distributed observer is developed to estimate the leader’s information. Based on the estimated values, adaptive coordinated attitude tracking control laws are designed to compensate for parametric uncertainties and unknown disturbances. By employing the Lyapunov–Krasovskii functional approach, the attitude tracking errors and estimation errors are proven to converge to zero asymptotically. Numerical simulations are presented to illustrate the effectiveness of theoretical results.     

动基座下DGCMG框架伺服系统干扰补偿控制

针对双框架控制力矩陀螺(double gimbal control moment gyro,简称DGCMG)内外框架间的耦合力矩和航天器快速机动带来的牵连力矩引起框架角速率波动问题,建立了动基座下DGCMG框架伺服系统的动力学模型,提出了一种基于扩张状态观测器(extended state observer,简称ESO)的扰动力矩估计方法。对耦合力矩、牵连力矩等扰动力矩进行估计并采用力矩前馈的方式进行补偿,从而抑制扰动力矩对框架伺服系统控制精度的影响。仿真及实验结果表明,该控制方法能有效抑制由于扰动力矩引起的框架速率波动,提高了框架的速率输出精度。