Large-angle attitude tracking maneuver of a spacecraft

0　ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＴｈｅｍｏｒｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｓｐａｃｅｅｘｐｌｏｒｅｒｓ ,ｔｈｅｈｉｇｈｅｒｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｔｏｔｈｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｓｐａｃｅｃｒａｆｔ.Ａｔｔｉｔｕｄｅｔｒａｃｋｉｎｇｍａｎｅｕｖｅｒｐｒｏｂｌｅｍｉｓｏｎｅｏｆｉｍｐｏｒｔａｎｔｓｕｂｊｅｃｔｓｉｎｔｈｅａｒｅａｏｆｓｐａｃｅｃｒａｆｔｃｏｎｔｒｏｌ ,ｗｈｉｃｈｇｅｎｅｒａｌｌｙｒｅｑｕｉｒｅｓｍａｎｅｕｖｅｒｉｎｇｑｕｉｃｋｌｙａｎｄｒｅｏｒｉｅｎｔｉｎｇｐｒｅｃｉｓｅｌｙ .Ｃｏｎｓｉ…     

基于中心流形理论的欠驱动航天器姿态控制

考虑一类欠驱动航天器的执行机构为喷气推力器,根据航天器姿态动力学理论,建立欠驱动航天器姿态动力学方程。对于仅有两个反作用飞轮的零动量姿态控制系统设计了不连续的状态反馈控制器。基于给出的欠驱动航天器姿态动力学方程,设计控制律,利用中心流形方法判别驱动航天器系统在临界情形下的稳定性,得出欠驱动航天器姿态达到稳定状态的稳定性控制参数条件。数值仿真验证了所设计控制律的有效性。     

基于递归小波神经网络的UAV姿态变结构优化控制

无人机的姿态控制易受外界气流干扰和模型参数摄动影响,为了提高其姿态控制的精度和稳定度,提出了将变结构控制与递归小波神经网络相结合的优化鲁棒控制律.构建并分析了无人机的姿态运动模型,采用变结构控制来设计无人机姿态运动的稳定控制律,将递归小波神经网络加入到控制闭环回路中以实现变结构控制律的优化,减弱控制律对模型准确度的依赖性,并在仿真验证中与传统方法进行了比较.结果表明,该控制律能够提高其姿态控制的稳定性,且具有较强鲁棒性、较短收敛时间和较小能量消耗,从而证明了本文方法的有效性和可行性.     

空间飞行器大角度姿态机动控制能量优化

空间飞行器姿态控制系统以开关式小推力器为执行机构, 为实现该飞行器在执行Rest-to-Rest大角度姿态机动任务的过程中消耗燃料最小化,从姿态控制律设计和姿态机动指令设计两方面出发进行能量优化.首先, 给出了空间飞行器6个脉冲式姿控发动机布局, 建立了用四元数描述的空间飞行器大角度姿态机动非线性控制系统的数学模型.在此数学模型的基础上,设计了一种空间飞行器三轴大角度姿态机动非线性PD控制律,并用Lyapunov方法证明了非线性姿态控制系统的稳定性.设计了三轴姿态控制中6个脉冲式姿控发动机的分配逻辑.为了配合开关式小推力器以脉冲宽度调制方式近似输出连续型控制量并减少燃料消耗,在非线性PD控制律中引入了3个开关门限,并应用粒子群与遗传算法优化选取这些开关门限.在Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计中,提出了一种令欧拉角匀速变化的角速度和四元数指令规划方法,提高了姿态控制系统的瞬态响应品质,并相对于阶跃型指令明显减少燃料消耗.结果表明,数值仿真验证了非线性控制律的开关门限设计,以及Rest-To-Rest的大角度姿态机动指令设计在减少燃料消耗方面的有效性.     

带弹性附件的航天器的动力学与变结构控制

为了研究一类挠性航天器的动力学特性、姿态的稳定控制以及弹性附件振动的有效抑制问题，首先用拟坐标下的拉格朗日方法建立了中心刚体上铰接有给定数目弹性附件的航天器的准确动力学方程，然后在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上用变结构控制方法设计了系统的反馈控制律，使星体姿态和弹性附件的振动同时得到了有效控制。研究结果表明，这样一类系统的动力学方程为系数时变的非线性微分方程，弹性附件的低阶模态对主体的姿态运动起主要影响作用。基于非线性和低阶模态模型基础上的变结构控制律对这样一类系统具有良好的性能。     

Feedforward attitude control for a TDRS with mobile antennas

TrackingandDataRelaySatelliteSystems(TDRSS)cancost effectivelyprovidenearlyworld widecoveragetomannedandunmannedLEO/MEOspacecrafts.Primeexamplesarethespaceshuttle,theHubblespacetelescope,SpaceStationFreedom,andthepolarorbitingplatforms.ThecurrentTDRSSsatel literesourceswillbeexpendedandanewgenerationofrelaysatelliteswillberequiredtoensurecontinuityofuserspacecraftsupportandprovidethecapabilityofin troducingnewandimprovedservers[1].TheTrackingandDataRelaySatellite(TDRS)isalargespac…     

Attitude control allocation strategy of high altitude airship based on synthetic performance optimization

This paper presents a method for solving the attitude control problem of high altitude airship (HAA) with aerodynamic fin and vectored thruster control. The algorithm is based on the synthetic optimization of dynamic performance and energy consumption of airship. Firstly, according to the system overall configuration, the dynamic model of HAA was established and the HAA linearized model of longitudinal plane motion was obtained. Secondly, using the classic PID control theory, the HAA attitude control system was designed. Thirdly, through analyzing the dynamic performance of airship with fin or vectored thruster control, the synthetic performance index function with different weighting functions was determined. By means of optimizing the obtained performance index function, the attitude control of high altitude airship with good dynamic performance and low energy consumption was achieved. Finally, attitude control allocation strategy was designed for the airship station keeping at an altitude of 22 km. The simulation experiment proved the validity of the proposed algorithm.     

控制力矩受限的卫星姿态有限时间鲁棒控制算法

为了解决在卫星姿态控制问题中经典滑模控制器所存在的收敛速度慢、指数收敛的缺陷,同时为增强控制器对外部干扰与系统不确定性的鲁棒性,提出了一种对系统模型具有鲁棒性的快速收敛有限时间控制算法.针对传统滑模面角速度下降过快导致的收敛速率慢的缺陷,基于Lyapunov方法设计了一种具有三段式结构的有限时间滑模面,提升收敛速率并保证稳态精度,同时利用欧拉轴的特性消除有限时间控制中的奇异性问题;通过引入符号函数项,解决系统转动惯量的不确定性与外部干扰力矩问题;通过放缩控制律中的比例项解决控制力矩受限的问题;通过Lyapunov函数证明本文提出的控制律的有限时间稳定性,同时给出系统收敛的时间估计.理论分析与仿真结果均表明,提出的控制算法能够在大幅提升收敛速率的同时保证稳态精度.同时也表明了提升系统性态的关键是规划姿态角速度,即通过合理设计滑模面与期望角速度曲线可以实现提升系统收敛速率与鲁棒性的目的.     

四足机器人跳跃步态控制方法

针对四足机器人的奔跑控制问题,提出一种基于跳跃(Bound)步态的奔跑控制方法,通过腿部的快速小幅度摆动实现四足机器人的Bound步态。使用有限状态机将机器人的一个运动周期分为6个阶段,其中前腿与后腿各3个阶段,触地缓冲阶段采用竖直弹簧阻尼模型,蹬地阶段使用虚拟模型调整腿部对地推力方向,摆动相使用贝赛尔曲线规划足端轨迹。通过在动力学仿真软件中构建与液压驱动四足机器人SCalf-II同尺寸、同质量的虚拟样机对所提出的方法进行仿真验证与测试,结果表明机器人在5个周期后形成了有较强周期性的Bound步态,前进方向速度波动较小,各关节运动范围、速度、力矩均在SCalf-II设计指标之内,从而验证了该方法的正确性和有效性。     

Pendulation reduction on ship-mounted container crane via T-S fuzzy model

Ship-mounted container cranes are challenging industrial applications of nonlinear pendulum-like systems with oscillating disturbance which can cause them unstable. Since wave-induced ship motion causes the hoisted container to swing during the transfer operation, the swing motion may be dangerously large and the operation must be stopped. In order to reduce payload pendulation of ship-mounted crane, nonlinear dynamics of ship-mounted crane is derived and a control method using T-S fuzzy model is proposed. Simulation results are given to illustrate the validity of the proposed design method and pendulation of ship-mounted crane is reduced significantly.     

Electric Thrusters Redundancy Configuration Strategy Study for All Electric Propulsion Platform Station-Keeping

全电推平台位置保持电推力器冗余配置策略研究

王敏1,2,李强2,梁新刚2

（1.北京航空航天大学 宇航学院, 北京 100191;2. 中国空间技术研究院,北京 100094）

创新点说明：

本文提出了GEO全电推进卫星6台电推力器的配置方案,解决了常规4台电推力器配置情况下工作寿命不满足许用要求的问题,并分析了不同布局形式对应的系统冗余度、电推力器工作时间等指标,最终得到2种布局方案都可以满足电推力器许用工作寿命要求,为全电推进卫星电推进系统设计提供了充分的工程参考依据。

研究目的：

本文为解决GEO全电推进卫星常规4台电推力器配置情况下工作寿命不满足许用要求的问题,提出了6台电推力器配置的方案,并分析不同的布局形式对系统冗余度、位置保持点火时间等性能的影响,最终确定电推力器配置与布局方案。

研究方法：

1)本文采用冗余度分析方法分析了不同的电推力器布局方案的冗余度;

2)本文采用电推进位置保持方法仿真得到了不同电推力器布局方案的位置保持点火时间。

结果：

1)6台电推力器正对称布局方案与斜对角布局方案都可以满足电推力器许用工作寿命要求;

2)正对称布局方案的电推力器最长工作时间略短于斜对角布局方案,推进剂消耗略低,位保效率较高;

3)斜对角布局方案系统冗余度高于正对称布局方案,允许任意2台电推力器失效;

4)任意1台电推力器失效的情况下,剩余电推力器最长工作时间约为4台电推力器配置方案同等工况下的50%。

结论：

GEO卫星在采用常规4台电推力器不能满足许用工作寿命的情况下,可以增加电推力器数量至6台,可采用正对称布局方案或斜对角布局方案,前者电推力器工作时间略短、位保效率略高,后者系统冗余度更高,可靠性较高。在全电推进卫星系统方案设计中,对于没有足够飞行经验,成熟度不高的新型电推力器,可以采用斜对角布局方案,获得更高的系统冗余度和可靠性;对于在轨经验丰富,较为成熟的电推力器,可以采用正对称布局方案,尽量降低电推力器点火工作时间和提高位保效率。

关键词：全电推进卫星;位置保持;电推力器配置;电推力器布局方案;失效;冗余     

Research on nonlinear attitude control algorithm for upper stage during multi-satellite disposing

For the issues of attitude strong coupling and the increments of attitude errors of upper stage during multi-satellite disposing,a three-axis stability nonlinear attitude control algorithm via feedback linearization is presented.By the definitions of coordinates and the attitude angle during multi-satellite disposing,the attitude dynamics and kinematics equations with Euler angles described are built.And the equations are equivalently linearized based on feedback linearization theory.A three-axis nonlinear predictive control algorithm is designed and the system robustness is analyzed.An example of mathematical simulation is completed using the Matlab/Simulink environment.Simulation results showed that the control algorithm has good disturbance rejection,rapidity,stability and robustness.     

Maneuver and vibration reduction of flexible spacecraft using sliding mode/command shaping technique

The current trend of spacecraft is to use large,complex, and light-weight space structures to achieveincreased functionality at a reduced lunch cost. Thisresults in these space structures being extremely flexibleand having lowfundamental vibration modes, and thesemodes are often excited during normal on-orbit opera-tions, such as attitude maneuvers, and so on, especial-ly, when the spacecraft attitude control system employson-off thrusters that produce discontinuous and nonlin-ear control actio…     

Novel Logarithmic Non-Singular Terminal Sliding Mode and Its Application in Attitude Control of QTR

新型对数非奇异终端滑模及其在QTR无人机姿态控制上的应用

刘海波¹, 王和平^1,2, 孙俊磊¹

(1. 西北工业大学 航空学院,西安 710072;

2. 西北工业大学 深圳研究院,广州 深圳 518057)

创新点说明：

论文首先利用非奇异终端滑模有限时间内收敛和鲁棒性强的优点,设计了一种新型对数型非奇异终端滑模面。其次,针对传统趋近律收敛时间长、速度慢、抖震严重等不足,提出一种具有二阶滑模特性的新型快速趋近律。

研究目的：

针对四倾转旋翼飞行器姿态控制系统复杂非线性、强耦合、多输入多输出、存在复合干扰等特点,利用终端滑模有限时间内收敛和滑模鲁棒性强的优点,设计新型对数型非奇异终端滑模控制律,以提高四倾转旋翼飞行器姿态控制的控制精度。

研究方法：

本文提出一类基于新型对数形式的非奇异快速终端滑模面、新型趋近律及扩张状态干扰观测器的非奇异终端滑模控制方法。

研究结果：

通过与传统非奇异快速滑模控制进行比较,仿真实验结果表明,所提控制方案具有良好的控制性能。

结论：

1）本文针对四倾转旋翼无人机姿态控制问题,设计了新型对数型非奇异终端滑模面,从而加快了收敛速度;

2）采用了扩张状态观测器,对控制器进行了在线补偿,有效地抑制了复合干扰对系统的影响;

3）提出具有二阶滑模特性的新型快速趋近律,平滑无抖震地加快了系统收敛速度;

4）仿真分析验证了所提方法的有效性,具有较大的实际应用价值。

关键词：倾转旋翼;非奇异;滑模控制;姿态控制;趋近律;扩张状态;干扰观测器

     

大气层外拦截器开关式姿态控制律设计

以大气层外拦截器为背景,为了提高姿态控制系统对干扰力矩的鲁棒性,基于预测控制方法设计了开关式姿态控制律.将导引头视场约束和姿态角速度约束以输出约束的形式添加到预测控制的优化问题中,保证了目标不脱离视场.针对线性化后的姿态运动模型,采用约束"紧缩"的方法,通过适当的调整约束集,保证了算法的鲁棒性.在此基础上得到了带有开关输入的姿态控制对应的优化问题.仿真结果表明,本文给出的设计方法即使在存在较大干扰力矩的情况下仍然能够满足姿态控制精度要求.     

力矩受限圆轨二级倒立摆系统非线性摆起过程控制

目的研究了力矩受限时圆轨二级倒立摆摆起控制量确定的最优化算法，实现圆轨二级倒立摆非线性系统摆起过程有效控制．方法对于设定的摆起时间，进行时间分段．以每个时间段上控制量为设计变量，以与设计变量相关的终点约束条件为目标函数．将控制量受限条件构造在复杂嵌套的目标函数中，建立了摆起过程控制量计算的最优化方法．结果编制出力矩受限时圆轨二级倒立摆摆起的开环控制量程序与控制量确定．采用计算出控制量实现了摆起过程仿真控制，并成功地实现了圆轨二级倒立摆摆起的实物摆起控制．结论通过力矩受限时倒立摆摆起控制量分析与实物摆起控制实现，表明所提出方法有效性和可行性，为复杂强非线性系统的过程控制提出依据．     

基于气浮台的空间机器人姿控推力器构型设计与仿真

由于推力器构型直接影响控制作用的实现和推进剂的消耗,因此其设计的好坏对整个控制系统的性能有很重要的影响。针对空间机器人姿态控制系统,对其推力器构型进行设计,设计的目标是实现要求的姿态控制量并使推进剂消耗量最小,在此基础上,对控制系统进行气浮台仿真试验。结果表明,所设计的推力器构型是可行的,控制系统具有较好的控制性能。     

基于RBF网络上界自适应学习的预警卫星滑模控制

分析了RBF(径向基函数)神经网络的基本结构和数学特性,对于预警卫星动力学系统的不确定性上界值无法测量和未知的情况,采用RBF神经网络可以对较强干扰上界进行自适应学习,并可降低控制和动力学带来的抖振。针对带有摆镜的预警卫星姿态控制问题,提出了一种基于神经网络扰动补偿的姿态滑模控制方法。针对RBF网络正交最小二乘(OLS)学习算法,采用RBF神经网络来学习不确定因素的上界值,并设计了预警卫星的姿态控制规律,解决了预警卫星动力学扰动补偿问题。利用数值仿真估算了基于RBF网络上界自适应学习滑模控制的预警卫星姿态控制系统的性能指标。     

基于双观测器的四旋翼无人机姿态控制

为了提高四旋翼无人机姿态控制精度及抗干扰性能,将干扰观测器与扩张状态观测器相结合,提出了一种基于双观测器的滑模抗干扰控制方法.首先,对于部分已知信息的干扰用外生系统模型描述,并用干扰观测器进行估计;然后针对复杂的非线性可微干扰采用扩张状态观测器进行估计;接着设计滑模控制律来补偿双观测器估计的干扰,进而实现姿态控制;最后利用李雅普诺夫理论证明了系统的稳定性.仿真结果表明,该方法相较于传统的PID控制具有更高的跟踪精度和良好的抗干扰能力.     

用反馈线性化方法控制航天器混沌姿态运动

研究了航天顺姿态混沌运动的控制问题。基于非线性系统理论中的输入－输出反馈线性化方法控制单自由度振动系统中的混沌,以万有引力场中受结构内阻尼和在气阻力作用的椭圆轨道上平面天平动航天器为列说明该控制律的应用。