参数不确定SGCMG系统的自适应操纵律设计

在单框架控制力矩陀螺(SGCMG)系统操纵律的设计中,如果考虑框架伺服特性,往往假设系统的物理参数是确切已知的.为消除参数的不确定性对操纵性能的影响,设计了一种自适应操纵律.该操纵律可对系统物理参数进行在线估计,并能根据航天器姿态控制给出的角动量(或力矩)指令,直接计算出每个框架驱动系统所需的控制力矩.由于操纵律没有算法奇异,在SGCMG系统不出现运动奇异的情况下,可使操纵误差渐近收敛至零.同时,该操纵律对系统参数变化具有良好的适应性,且形式简单,易于实现.对应用在航天器上的某SGCMG系统的仿真结果表明,上述操纵律是可行的.     

挠性卫星姿态机动三段式轨迹规划与滚动跟踪控制

以新颖成像模式对挠性敏捷卫星姿态的快速机动控制为需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺(CMG)群为执行机构的挠性卫星,提出基于三段式正弦角加速度的姿态路径规划方法及具有滚动优化思想的跟踪算法。在姿态路径规划方法设计中,融合谱分析及非线性优化方法,设计了兼顾卫星姿态机动快速性及抑制挠性附件振动性能的姿态轨迹;为实现对规划姿态轨迹的高精度跟踪,综合加权优化指标及奇异性、执行机构能力等约束,设计了金字塔构型CMG群框架角速度的非线性模型预测(NMPC)跟踪控制律。在转动惯量存在测量误差及空间干扰情况下,多种姿态机动仿真表明,本文提出的控制方法是有效的,且表现出较强的鲁棒性。     

用单框架控制力矩陀螺的大型航天器姿态控制系统实物仿真研究

利用三轴气浮台模拟航天器空间力学环境,进行了单框架控制力矩陀螺(SGCMG)姿态控制/动量管理系统全实物仿真研究.推导了大型航天器姿态控制/动量管理系统数学模型.设计调试了实物仿真系统.研究了单框架控制力矩陀螺奇异回避问题、失效操纵问题和动量管理优化问题.证明了系统构形分析、奇异性分析和操纵律设计的正确性和有效性.通过大型航天器姿态控制/动量管理系统实物仿真,检验了设计方案的可行性和系统硬、软件的可靠性.     

带柔性天线卫星机动过程动力学分析

基于刚柔耦合动力学模型仿真分析卫星机动过程的动力学特性.模型将天线上的柔性金属网近似成阻尼弹簧模型,将径向肋刚化并等效其柔性为径向肋根部的扭簧转角;利用该简化模型研究了卫星机动过程中径向肋和金属网的柔性对卫星姿态的影响.通过仿真分析天线卫星系统在不同结构参数情况以及不同驱动力作用下的卫星机动过程动力学特性,对比分析得出：提高径向肋的固有频率,增加金属网以及增大径向肋扭簧的阻尼能有效降低刚柔耦合问题对卫星本体姿态的影响.     

面向新颖成像模式敏捷卫星的联合执行机构控制方法

为满足新颖成像模式对卫星姿态快速机动或对规划姿态的高精度跟踪控制需求,本文针对金字塔构型控制力矩陀螺（Control moment gyroscopes,CMG）群与反作用飞轮为联合执行机构的挠性敏捷卫星,提出一种融合以Legendre伪谱法实现卫星姿态及CMG群框架角速度最优规划的前馈控制、以非线性模型预测控制（Nonlinear model predictive control,NMPC）实现最优轨迹反馈跟踪的复合控制方法.在前馈控制律设计中,充分考虑了CMG群的力矩输出能力、奇异性及振动抑制性能等约束,规划获得了最优的CMG群框架角速度、卫星的姿态角及角速度.在反馈控制律设计中,以飞轮输出力矩能力、姿态机动快速性及能量为约束,设计了具有滚动优化思想的跟踪算法,补偿由于初始状态及转动惯量偏差等带来的控制误差.研究结果表明,在转动惯量存在偏差情况下,本文的控制方法仍是有效的,且表现出较强的鲁棒性.     

微纳卫星姿态机动的变论域模糊PID控制

为了简化计算,满足实时处理的要求,建立了微纳卫星的姿态角动力学模型,并应用欧拉角参数描述运动学模型。针对微纳卫星系统的时变、环境外力矩干扰等因素,同时考虑到系统参数不确定性问题,设计了变论域模糊PID控制律的姿态控制器。不考虑解耦运算,分析了控制器的动态变化参数对姿态稳定控制性能的影响。基于MATLAB/SIMULINK对该系统进行了仿真验证。仿真结果表明,在卫星姿态控制方面,该控制方法具有稳定性好、响应快速、系统超调量小的特点,能够使微纳卫星完成对目标姿态的机动控制,实现对系统姿态的有效控制。     

卫星姿态直接自适应模糊预测控制

对具有模型不确定性和未知外干扰的卫星姿态系统提出了多输入多输出直接自适应模糊预测跟踪控制设计方法. 此方法先基于卫星姿态动力学模型设计出非线性广义预测控制律, 再构造直接自适应模糊控制器逼近预测控制律中因模型不确定性引起的未知项. 文中证明了所设计的控制律能使卫星跟踪给定的期望姿态轨迹, 跟踪误差收敛到原点的小邻域内. 仿真结果验证了此方法的有效性.     

重力梯度卫星大角度姿态机动的变结构控制

针对重力梯度稳定小卫星的大角度姿态机动问题,采用四元数来描述卫星的姿态,通过选择一类滑动流形,设计了变结构控制律,得到了在大角度姿态机动中卫星的姿态角、姿态角速度以及三个反作用飞轮转速的变化规律.理论分析和数值仿真都表明了该控制律具有渐近稳定性和鲁棒性.     

基于自组织小脑神经网络的挠性卫星姿态控制

研究卫星稳定性优化控制,卫星姿态控制系统是一个耦合的不确定非线性系统,在轨运行的卫星不可避免地受到模型参数不确定性和各种干扰力矩的影响,存在使挠性卫星大角度姿态机动的控制问题进一步复杂化.为了完成姿态控制任务,需要所设计的控制律具有较高的鲁棒性.采用滑模变结构控制对挠性卫星进行姿态机动控制,用神经网络对不确定性进行补偿,改变了传统的小脑神经网络补偿时实时性差的缺点,提出用自组织小脑神经网络对不确定性进行补偿,根据输入自动增加和减少节点数,并可以更新权值.对于模型的不确定性可以实时地补偿,提高了泛化能力.通过数值仿真,验证了所设计控制方法的有效性和鲁棒性,对优化卫星姿态稳定性控制提供依据.     

敏捷卫星时间最优姿态机动研究综述

敏捷卫星是新一代的对地观测卫星,凭借其出色的机动性能带来了巨大的军事利益与商业利益.它最大的优势是具有快速姿态机动的能力,其研究的重点之一也正是快速姿态机动问题,需要通过优化来获得最短时间的姿态机动策略.本文围绕敏捷卫星的时间最优姿态机动问题,分别从时间最优姿态机动的优化求解和时间最优解的特性两个方面对该问题的研究现状进行了综述.     

Steering law for roof type configuration control moment gyro system

A steering law is proposed for a roof type configuration Single Gimbal Control Moment Gyro (SGCMG) system for attitude control of the Large Space Telescope, a payload of the Space Shuttle. Although various steering laws have been developed for SGCMG systems, they have some drawbacks because of singular states of the system. The proposed steering law minimizes the effect of singular states by using a new momentum distribution scheme that makes all the singular states unstable. This scheme is formulated by treating the system as a sampled-data system.     

基于LAN的转台机动控制虚拟动态测试分析系统设计

针对卫星姿态机动控制地面物理仿真监测实验,设计了卫星姿态机动控制性能动态测试分析系统;测试系统采用码盘作为测角传感器、数字I/O接口卡、测试目标为飞行器仿真气浮单轴实验转台,Labview和Access为开发软件;运用了动态测试技术、Lab-view与SQL连接的ADO技术,设计了库结构,利用Datasocket技术实现了实验数据的网络通讯,并介绍了系统硬件设计方法和软件系统设计方法,该系统实现了角度动态数据采集、数据自动存储、数据自动分析、数据管理及数据自动打印等实验功能,分析结果包括机动范围、姿控精度、控制误差及机动响应时间等数据项,还实现了局域网内PC机在线实验观测和实验数据备份功能;经实验验证,达到预期的实验测试任务要求。     

充液航天器的鲁棒固定时间终端滑模容错控制

本文以三轴稳定充液航天器为研究背景,在其进行姿态机动控制过程中充分考虑了外部未知干扰、参数不确定、执行器故障和控制输入饱和等因素的影响,提出了一种固定时间终端滑模控制策略.动力学建模过程中,利用粘性球摆等效力学模型模拟液体燃料小幅晃动,通过拉格朗日方程推导出航天器的耦合动力学模型.姿态控制器设计过程中,首先构造固定时间...     

Singularity robust path planning for real time base attitude adjustment of free-floating space robot

This paper presents a singularity robust path planning for space manipulator to achieve base (satellite) attitude adjustment and end-effector task. The base attitude adjustment by the movement of manipulator will save propellant compared with conventional attitude control system. A task-priority reaction null-space control method is applied to achieve the primary task of adjusting attitude and secondary task of accomplishing end-effector task. Furthermore, the algorithm singularity is eliminated in the proposed algorithm compared with conventional reaction null-space algorithm. And the singular value filtering decomposition is introduced to dispose the dynamic singularity, the unit quaternion is also introduced to overcome representation singularity. Hence, a singularity robust path planning algorithm of space robot for base attitude adjustment is derived. A real time simulation system of the space robot under Linux/RTAI (realtime application interface) is developed to verify and test the feasibility and reliability of the method. The experimental results demonstrate the feasibility of online base attitude adjustment of space robot by the proposed algorithm.     

SGCMG系统非奇异路径规划

单框架控制力矩陀螺 (SGCMG)是应用在航天器上的一类惯性执行机构 .在航天器的姿态控制中 ,通常采用三个或以上的SGCMG ,以满足三轴控制的要求 .但是 ,当多个SGCMG协调工作时 ,系统会出现奇异现象 ,并极大地降低了SGCMG系统的操纵性能 .为回避SGCMG系统的奇异 ,本文提出了一种新的奇异回避条件 ,并通过对非线性规划中当前Kuhn Tucker乘子值的估计 ,得到了冗余SGCMG系统闭合形式的非奇异路径 ,而不需繁杂的数值求解 .正是由于这些新的手段 ,使得本文提出的算法不仅具有良好的奇异回避性能 ,而且形式简单 ,易于实现 .对金字塔构形的 4 SGCMG系统的仿真结果表明 ,上述算法是可行的 .     

小卫星对上面级定向的姿控设计与验证

本文针对小卫星对上面级的快速定向问题,设计了小卫星对上面级定向的姿控方案,设计了基于陀螺的4阶龙格库塔积分算法与递阶饱和PD控制算法,首先通过数学仿真初步验证了姿控方案、姿控算法设计的正确性。在此基础上,搭建了小卫星姿控系统半实物仿真平台,并开发了相应的仿真软件,进行了飞轮开环跟踪与飞轮闭环跟踪的小卫星姿控系统半实物仿真,进一步验证了姿控方案、姿控算法设计的正确性。最后经过飞行试验,根据实际飞行结果,证明了姿控系统设计的正确性。     

基于LVDS的电子星模拟器设计

为了实现卫星姿轨控地面半物理仿真试验,设计了基于LVDS的电子星模拟器,图像分辨率支持1 024*1 024;图像位宽支持12 bit;能够同时完成帧频10 Hz的图像上传及采集;将星敏感器作为高精度姿态测量部件引入控制系统,地面动力学通过以太网将四元数提供给电子星模拟器,电子星模拟器将生成的电子星图通过LVDS传输给星敏感器,通过地面实时系统将控制系统、星务计算机、敏感器系统组成了实时仿真验证系统;试验表明电子星模的输出接近目标值,闭环测试中星敏采集到准确的星图;通过实物在闭环回路仿真验证了上述方案的有效性,并通过指标对比分析,显示了电子星模拟器的可行性,在卫星姿轨控地面半物理仿真试验中具有良好的推广性。     

基于虚拟样机技术的空间机器人系统的建模与仿真

首次采用虚拟样机技术对空间机器人系统进行建模和仿真,得出了反映机器人与卫星本体间运动学和动力学耦合情况的一些重要结果、为保持本体姿态稳定和驱动机器人按预定轨迹运动所需的控制力矩等．该方法可方便地用于验证固定基座、自由飞行、自由飘浮机器人的路径规划、控制算法、奇异空间等．与其它建模和仿真方法相比,该方法建模简单、可视化强、后处理功能极其强大,可实现多刚体系统闭环控制的仿真．