小卫星姿态大角度机动联合控制算法

由于星上能源需求、空间目标探测和地面目标跟踪定向的要求,小卫星必须具备姿态大角度机动能力。基于磁力矩器和反作用飞轮联合控制,提出了一种绕瞬时欧拉轴旋转的机动控制算法。该算法根据运动学原理规划姿态机动的时间最短轨迹设计控制器进行跟踪,以实现时间较短的姿态大角度机动控制。仿真结果表明,算法鲁棒性好,设计简单且易于在轨实时计算,显著减少了反作用飞轮在机动过程中的饱和机会。     

小卫星姿态大角度机动联合控制算法

由于星上能源需求、空间目标探测和地面目标跟踪定向的要求，小卫星必须具备姿态大角度机动能力．基于磁力矩器和反作用飞轮联合控制，提出了一种绕瞬时欧拉轴旋转的机动控制算法．该算法根据运动学原理规划姿态机动的时间最短轨迹设计控制器进行跟踪，以实现时间较短的姿态大角度机动控制．仿真结果表明，算法鲁棒性好，设计简单且易于在轨实时计算，显著减少了反作用飞轮在机动过程中的饱和机会．     

小卫星姿态反作用轮捕获的预测控制方法

有利于提高小卫星的功能密度。为在反作用轮速率饱和限制条件下获得较短的捕获时间,在极大值原理和非线性预测控制理论基础上提出了分步优化的思想,设计了用于姿态捕获的次最优控制器,避免了直接优化控制的困难。最后进行了仿真验证,结果表明该控制方法能在反作用轮速率饱和限制条件下较快地实现小卫星姿态捕获,且具有良好的鲁棒性。     

改进型自适应变结构的挠性卫星姿态机动控制

针对带有输入非线性的挠性卫星的姿态机动问题,提出一种仅利用输出信息的变结构输出反馈控制方法.首先,采用拉格朗日方法建立挠性卫星的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,给出滑模存在条件以及变结构输出反馈控制器设计的方法;另外,为了避免确定不确定性和外干扰界函数上界的困难,又给出一种改进型自适应变结构输出反馈控制器的设计方法,通过增加一负反馈项,防止了不确定界函数的参数过大而导致控制过大及系统失稳,从而使对不确定界函数的参数的估计达到更好的效果.最后,将本文提出的控制方法应用于三轴稳定挠性卫星的姿态机动控制,并进行数值仿真研究.仿真结果表明:在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,有效地抑制挠性附件的振动.     

控制受限的挠性航天器大角度机动变结构控制

考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器，在建立挠性系统动力学模型的基础上，基于“喷气-飞轮”执行机构工作模式，设计了简单易行的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制．通过最优控制理论设计弹性稳态器，抑制由于刚体运动而激发的弹性振动．实现了旋转机动的同时，有效抑制了弹性振动．     

柔性航天器大角度姿态机动的变论域分形控制

针对具有开环树状拓扑结构的柔性多体航天器,基于真一伪坐标形式的拉格朗日方程,建立柔性多体航天器的动力学模型,充分考虑了柔性航天器的时变与不确定性的动力学特征,设计了改进的变论域分形模糊控制器,并对该系统进行了仿真验证．仿真结果表明,该方案回避了实时计算收缩因子所导致的论域范围实时收缩的缺点,实现了对柔性多体航天器大角度...     

具有大型天线的卫星姿态大角度机动解耦控制

为了解决卫星-天线系统的耦合动力学问题,利用一种三自由度驱动与测量机构连接天线臂与卫星平台并控制天线指向.通过该机构在卫星姿态控制系统中引入前馈控制来补偿反作用力矩,从而实现卫星平台与天线之间的解耦控制.在卫星姿态大角度机动条件下建立带有解耦机构的卫星-天线系统动力学模型.以该模型为基础设计姿态大角度机动的控制方案并进行仿真验证.仿真结果表明解耦控制方法将卫星姿态稳定度提高了两个数量级.解耦控制方法能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定度.     

小卫星姿态机动与星载机双机容错方法研究

小卫星大角度姿态机动与星载计算机双机容错是现代小卫星的核心技术。针对８６３－２课题研究的微小卫星,对这两项关键技术进行了探讨,同时利用桌面演示系统进行了半物理仿真验证。     

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.     

挠性航天器姿态机动智能变结构输出反馈控制

针对挠性航天器飞轮输出力矩受限情况下的姿态机动问题,提出了一种将变结构和神经网络控制相结合的智能鲁棒控制方法.基于挠性模态不可测的特点,首先给出了仅利用输出信息的智能变结构输出反馈控制器的设计方法来完成姿态机动的控制目标,并基于Lyapunov方法分析了滑动模态的存在性及系统的稳定性.智能控制的引入使得控制器具有很强的自适应、自学习的能力,降低饱和非线性对系统产生的影响.最后,将本文提出的控制方法应用于挠性航天器的姿态机动控制,在反作用飞轮的控制受限条件下,完成姿态机动的同时,可有效地抑制挠性附件的振动.     

小卫星快速机动与高精度稳定控制分配策略

为满足灵敏小卫星大角度姿态快速机动与机动后快速高精度稳定的需求,针对具有推力器与飞轮等异构执行机构的冗余配置方案,提出了一种在轨动态选择执行机构实施机动任务的控制分配策略.基于优化方法的控制分配算法将期望控制量在冗余混合执行机构间进行动态分配,根据卫星当前状态适时改变优化目标函数中各控制指令的权重,最后通过标准化的求解过程来完成对执行机构的动态选择.最后,针对Microsim仿真平台的执行机构配置所进行的数学仿真结果表明,该策略能够完成小卫星大角度姿态快速机动与高精度稳定的控制分配任务,并满足特定时期选择特定执行机构执行任务,以及限制最大机动角速度等约束条件.     

Active magnetic control algorithm for small satellite

０　ＩＮＴＲＯＤＵＣＴＩＯＮＡｎａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｉｓｔｈｅｐｉｖｏｔａｌｓｕｂｓｙｓｔｅｍｏｆａｓｍａｌｌｓａｔｅｌｌｉｔｅ［１］．Ａｔｔｈｅｂｅｇｉｎｎｉｎｇｏｆａｓａｔｅｌｌｉｔｅｇｏｉｎｇｉｎｔｏｏｒｂｉｔ,ｔｈｅｓａ...     

Variable structure attitude maneuver and vibration control of flexible spacecraft

A dual-stage control system design method is presented for the three-axis-rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensor and actuator. In this design approach, the attitude control and the vibration suppression sub-systems are designed separately using the lower order model. The design of attitude controller is based on the variable structure control （VSC） theory leading to a discontinuous control law. This controller accomplishes asymptotic attitude maneuvering in the closed-loop system and is insensitive to the interaction of elastic modes and uncertainty in the system. To actively suppress the flexible vibrations, the modal velocity feedback control method is presented by using piezoelectric materials as additional sensor and actuator bonded on the surface of the flexible appendages. In addition, a special configuration of actuators for three-axis attitude control is also investigated ： the pitch attitude controlled by a momentum wheel, and the roll/yaw control achieved by on-off thrusters, which is modulated by pulse width pulse frequency modulation technique to construct the proper control torque history. Numerical simulations performed show that the rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque and parameter uncertainty.