非太阳同步重访干涉轨道设计与摄动影响分析

为了满足合成孔径雷达(SAR)卫星大型星座任意轨道面都可保持长期重访干涉的需求,提出了一种通用的非太阳同步重访干涉参考轨道设计方法,将重访周期作为修正变量之一,采用迭代修正方法得到了高精度动力学模型下的任意轨道倾角的参考轨道。仿真分析给出了一定轨道高度范围内所有候选的参考轨道,并指出了不同轨道倾角、相同重访圈数的参考轨道高度的明显变化,为实际任务的轨道筛选提供了参考。此外,针对日、月引力摄动对轨道倾角的影响进行了详细分析,指出了中低轨道倾角的非太阳同步轨道所需轨道保持控制的代价非常小,完全可以保持长期重访干涉。     

大气阻力摄动下平均轨道根数在轨实时确定方法

为了满足卫星长期自主运行的任务需求, 本文同时考虑了大气阻力摄动和非球形摄动带谐项两种摄动对卫星平均轨道根数的影响, 提出了采用滤波算法在轨实时估计平均轨道根数的方法. 基于指数大气密度模型推导了大气阻力摄动下平均轨道根数的变化率, 分析了非球形带谐项摄动势函数对平均轨道根数的影响并推导了该影响下平均轨道根数变化率的通用计算方法, 由此建立了滤波状态方程以及以瞬时轨道根数为观测量的量测方程并分析了测量噪声特性; 为减小计算量以便于在轨实现,提出采用基于球形单边Sigma采样的平方根UKF (Unscented Kalman filter)滤波来估计平均轨道根数. 数值仿真结果表明, 该算法有效、精度较高且鲁棒性好, 能够满足卫星长期自主在轨实时计算平均轨道根数的要求.     

Halo轨道编队保持控制方法及仿真分析

开发深空探测,研究对近地建立空间站.针对地月L1点空间站与绕飞航天器的构型保持控制问题,共线平动点附近的运动具有较强的不稳定性,太阳引力摄动对Halo轨道编队构型具有较大的影响.为实现Halo轨道编队的稳定飞行,根据Floquet模态理论设计了Halo轨道编队保持控制器,在分析消除模态4最优控制策略的基础上,研究了Fioquet模态之间的内在耦合关系,进一步提出了模态相消控制策略,降低了保持控制燃耗.在限制四体模型下,对太阳引力摄动下的Halo轨道编队保持控制问题进行了数值仿真,仿真结果表明:保持控制器可实现Halo轨道编队相对运动构型保持,且具有较高的控制精度,不存在误差积累现象.     

J2项摄动影响下的大气层外弹道规划改进算法

针对只限制飞行器始/终点位置和飞行时间两项约束条件的大气层外弹道规划问题,提出了一种考虑地球J_2项引力摄动的Lambert改进制导算法.根据经典Lambert制导理论确定中心力场假设条件下满足约束条件的标准弹道轨迹,然后与考虑地球扁率条件下的实际弹道轨迹相对比,得到基于轨道参数的弹道偏差解析解.通过设计一种计及J_2项引力摄动的虚拟目标点预测模型并补偿摄动偏差,将引力摄动影响下的轨道规划问题重新转化到二体理论Lambert制导下讨论.与现有的摄动修正方法相比较,考虑6个独立变量影响的预测模型修正算法能够全面完整地反应出轨道参数对于轨道偏差的影响.同时,基于椭圆轨道参数的预测模型具有鲁棒性强、计算精度高以及计算速度快等优点.     

考虑J2项摄动的星座相对运动控制

利用轨道某些要素（偏心率，升交点赤经和倾角）的差别可以构成由一颗中心星和几个环绕星组成的近距离星座。在理想中心引力场下，环绕星运行轨迹在水平面投影可以呈现封闭圆形。在考虑地球引力摄动（包括带谐项的J2项摄动）时，这种空间形状将逐渐发散。为此，本文考虑J2项摄动的影响，设计了对其具有鲁棒性的环绕星相对轨道，进而利用Encke线性化方法，导出了带有J2项摄动的环绕星相对运动方程，并给出了基于惯性笛卡尔坐标系运动学变量的相对轨道控制方法，分析和仿真结果表明，这种控制方法能够实现星座相对运动的高精度控制。     

基于气动力矩和模型预测的LEO卫星角动量管理算法

为抑制气动力矩对近地轨道(LEO)卫星姿态控制系统的影响,改善卫星电磁环境,设计一种基于气动力矩和模型预测的LEO卫星角动量管理算法,利用气动力矩管理卫星角动量并通过磁力矩器辅助提高角动量管理效率和可靠性.利用所设计的角动量管理算法构建卫星姿态动力学的线性化模型和姿态控制律,预测角动量变化趋势;通过在卫星太阳阵常规运动上附加额外的小角度偏转,将LEO卫星主导摄动力矩的气动力矩转化为管理卫星角动量的控制力矩.仿真实验表明,与传统的角动量管理策略相比,所设计的角动量管理算法通过将气动力矩转化为角动量管理控制力矩,能够有效节省卫星角动量管理的消耗.此外,该算法在不增加物理机构的前提下可以作为卫星的备用角动量管理策略,能够显著增强卫星姿态系统的可靠性和鲁棒性.     

保证闭环性能品质的奇异摄动类降阶方法

1　引言目前,由于H2,H∞和μ等理论所设计的控制器阶数较高,迫切需要对其进行降阶.Zhou等人[1]针对某一类控制系统,提出了保证闭环性能品质的结构均衡截取控制器降阶方法.DoChangOh等人[2]将此方法推广到了奇异摄动降阶方法,它具有低频段误差较小的优点.本文在Zhou等人方法的基础上,利用奇异摄动降阶方法同截取降阶方法的双线性变换关系,用比较简洁的方法证明了DoChangOh等人的结果.并进一步运用这种思想,推广得到了保证闭环性能品质控制器降阶的广义奇异摄动方法.2　保证闭环性能品质的结构均衡截取控制器降阶方法[1]定理1[1].设控制器…     

基于时标分离的飞行器姿态双环控制器设计方法

基于时标分离思想,将飞行器姿态控制系统分为慢变化的姿态角回路和快变化的角速度回路分别设计。外环采用精确线性化方法设计控制器。考虑到飞行器转动惯量的大范围时变或摄动,内环采用模型参考自适应控制方法设计控制器。仿真验证了方法的有效性。     

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.     

基于月球摄动下的晕轨道的稳定性保持

基于圆限制性三体问题理论,结合晕轨道的摄动因素,建立了月球摄动下的晕轨道的状态方程,利用Ming Xin提出的非线性系统的theta-D次优控制技术,对月球摄动下的晕轨道进行控制方案设计,并进行了仿真,结果表明该方法对于晕轨道有较好的控制效果。     

基于控制系统直接方法的非线性系统预见控制器设计

针对一类非线性离散时间系统给出最优预见控制器设计方法. 首先运用非线性控制系统直接控制方法的思想, 将非线性反馈部分作为形式输入, 使得系统成为“形式上”的线性系统; 然后, 针对该线性系统, 利用最优预见控制的基本方法设计最优预见控制器; 最后, 利用形式输入与实际输入的关系得到非线性离散时间系统的最优预见控制器. 证明了如果形式线性系统满足一定的可镇定和可检测条件, 则闭环系统是渐近稳定的. 数值仿真结果表明了控制器的有效性.

     

欠驱动航天器相对运动的姿轨耦合控制

针对欠驱动的非对称航天器设计六自由度相对运动的姿轨耦合控制器.首先,给出用对偶四元数描述的六自由度相对运动模型;然后,基于矩阵广义逆和空控制向量提出广义的滑模控制器,以实现相对姿态欠驱动控制的渐近稳定;最后,考虑姿轨耦合特性,利用高斯伪谱法和非线性规划得到相对轨道运动能量最省的轨迹,进而利用滑模变结构控制实现对该轨迹的跟踪.仿真结果表明,所提出的方法是有效和可行的,而且较其他方法消耗的能量更少.     

基于PI 观测器的奇异摄动系统故障诊断和最优容错控制

针对线性奇异摄动系统, 提出一种基于PI (proportional integral) 观测器的故障诊断和最优容错控制方法. 基于奇异摄动系统相关理论和矩阵变换技术, 给出PI 全维观测器存在的条件, 该观测器可以观测系统的快慢状态和故障系统的状态. 在估测到系统状态的基础上进一步考虑最优性, 应用最优控制理论, 设计状态反馈控制器, 提出基于PI 观测器的故障诊断器和最优容错控制器的设计方法. 最后的数值算例验证了所提出方法的可行性和正确性.

     

姿态变化一致有界的姿态稳定控制器设计

针对航天器姿态稳定控制问题, 设计一种迭代学习姿态控制器. 将连续非周期运动的姿态跟踪过程分解为队列重复运动, 采用前一周期的姿态跟踪误差修正后一周期的控制输入, 分别对未知参数和干扰构建有界迭代学习律, 给出航天器姿态稳定控制器, 并从理论上分析了闭环系统的渐近稳定性和姿态跟踪误差的一致有界性. 通过在轨捕获非合作目标过程中航天器姿态跟踪控制问题的数值仿真, 验证了迭代学习控制器的鲁棒性和强抗干扰性.

     

基于特征结构配置的二阶线性系统鲁棒容错控制设计

研究基于特征结构配置的二阶线性系统鲁棒容错控制设计问题,目的是重新设计状态反馈控制律,使得故障闭环系统和正常闭环系统具有相同的特征值.两闭环系统的特征向量依最小二乘法接近,而且能通过极小化灵敏度指标提高系统的鲁棒性.基于状态反馈特征结构配置的参数化结果,将系统灵敏度指标优化问题转化为含有约束条件的优化问题,并提出了鲁棒容错控制设计方法.数值算例及其仿真结果验证了所提出设计方法的有效性.     

一类具有输入时滞的时变离散系统的预见控制

针对一类具有输入时滞的时变离散系统,研究其预见控制问题.利用差分算子的性质,对系统的输入时滞项和目标信号进行差分处理,构造包含目标信号但不含时滞的扩大误差系统.基于最优控制和预见控制的相关理论,得到了扩大误差系统带有预见前馈补偿的控制器.进一步,利用矩阵分解方法,将高阶Riccati方程进行降阶处理,从而得到原时滞系统的预见控制器.最后通过仿真实例验证了所提出方法的有效性.     

基于两时间尺度模型的直升机非线性控制器设计

提出一种基于两时间尺度模型的直升机非线性控制方法. 该方法利用直升机不同状态达到稳定的时间不同的特点, 将直升机模型分为快速和慢速两种模型. 反步控制方法和逆动力学控制方法分别被用于进行快慢两种模型控制器的设计, 并在控制过程中采用了不同的控制周期. 仿真结果表明, 利用上述方法设计的控制器, 对于阶跃变化和正弦变化的速度轨迹具有良好的跟踪效果.

     

一类具有连续分布时滞的分布参数系统的反馈控制

针对一类同时具有变时滞和连续分布时滞的分布参数系统的状态反馈控制问题进行了研究,通过选择适当的Lyapunov-Krasovskii函数,采用线性矩阵不等式(LMI)方法,得到了变时滞闭环系统渐近稳定的一个充分条件.设计了无记忆的状态反馈控制器,使得在一个正定矩阵存在的条件下,闭环系统是可镇定的,从而得到了常时滞分布参数系统可镇定的一个推论.最后,通过一个数值仿真例子说明了所给出设计方法的可行性和有效性.     

变速控制力矩陀螺的飞轮参数与构型倾侧角优化设计

为了在保证姿控和储能功能条件下设计出变速控制力矩陀螺(VSCMG) 簇参数, 在已有动量包络分析的基础之上, 给出了考虑飞轮调速范围存在上限和下限约束条件下的动量包络空间和储能特性分析, 提出了VSCMG簇的飞轮参数和构型倾侧角的优化设计方法. 将VSCMG簇的参数优化设计问题描述为非线性、多约束、强耦合的 单目标静态优化问题, 采用序列二次规划算法求解优化问题, 获得优化的单元参数, 并计算出动量包络面, 验证了所提出优化方法的有效性.

     

基于约束输入变速吸引律的离散重复控制器设计

针对离散时间线性系统的周期跟踪问题, 提出一种能够约束控制输入变化速度的变速吸引律, 结合干扰抑制措施构造了理想误差动态, 并由此导出离散重复控制器. 分析表明, 该变速吸引律能使跟踪误差在有限时间内单调收敛至零, 且误差收敛速度可控. 为刻画误差动态行为, 推导了有界扰动下的误差单调收敛域、绝对值收敛域和稳态误差带, 并给出了收敛步数. 针对伺服电机系统的仿真与实验结果验证了所提出控制方案的有效性.