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.     

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 .     

敏捷卫星SGCMG群姿态机动测试用例设计研究

针对SGCMG群敏捷姿态机动这一新技术,研究一种SGCMG群姿态机动测试用例设计方法。在分析SGCMG运动特性的基础上,建立了SGCMG群卫星姿态动力学模型和SGCMG群力矩输出矩阵,由此开展了SGCMG群操纵律研究及奇异性分析;结合SGCMG群卫星姿态动力学模型、运动学模型和PID控制器设计,搭建了敏捷卫星姿态控制闭环仿真系统,采用不考虑奇异规避的广义操纵律进行闭环仿真,通过遍历搜索的仿真运算,寻找分别经历无奇异、显奇异和隐奇异的典型目标姿态角组合,完成了敏捷卫星SGCMG群奇异规避算法的测试用例设计与验证,实现了对SGCMG群敏捷机动能力与系统指标的全面考核,极大提高了测试用例覆盖的全面性和有效性,具有现实的工程意义。     

应用控制力矩陀螺的小卫星姿态控制技术

本文介绍一种基于控制力矩陀螺(CMG)的新型姿态控制系统。CMG可以在不增加功耗、质量和体积的条件下为小卫星提供独特的控制力矩、角动量和姿态机动能力，这将有助于小卫星变得更加机动灵活。灵活性可以显著地扩大航天器的应用范围，提高航天器的效能并且可以大大增加地球观测和科学任务的数据返回率。在接下来的章节中介绍CMG的基本特性，分析了一种为增强型微小卫星设计的低成本、小型化单框架控制力矩陀螺(SGCMG)方案。文中建议的一个SGCMG参数表明，使用CMG有许多优点。该SGCMG能够产生9．82mNm的控制力矩，并且已经通过了气浮台试验验证。对SGCMG和反作用轮(RW)的对比证明，使用SGCMG可以降低整星的重量和功耗。     

SGCMGs驱动的挠性航天器有限时间自适应鲁棒控制

针对挠性航天器系统中同时存在单框架控制力矩陀螺群(Single gimbaled control moment gyroscopes, SGCMGs) 摩擦非线性、电磁干扰力矩、惯量摄动以及外部干扰等问题, 提出了一种有限时间自适应鲁棒控制(Finite-time adaptive robust control, FTARC) 方法. 针对系统中存在未知参数的情况, 分别设计自适应更新律, 使得控制器的设计不依赖参数信息, 同时减小外部干扰对系统的不利影响. 应用Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统姿态角误差和姿态角速度误差可在有限时间内收敛到原点附近的邻域内. 仿真结果表明, 所提控制律可实现挠性航天器姿态快速机动, 并获得甚高指向精度.     

新型动态控制力矩陀螺操纵律设计

首先提出一类新型控制力矩陀螺(CMG)操纵律,改变使用静态数据求逆构造力矩分配矩阵的设计思路,利用近似的动态微分特性构造力矩分配矩阵,进而对新型操纵律奇异性进行分析.基于奇异分析结果,设计一种切换型CMG奇异回避策略,使CMG能在首选力矩分配矩阵接近奇异时,使用非奇异的备选分配矩阵将之替换.仿真结果表明,所设计的CMG操纵律具有较高的计算精度,同时具有一定的奇异适应性.     

基于复合执行机构的再入弹头自适应反演控制

为了提高再入弹头命中精度和机动突防能力, 将质量滑块和单框架控制力矩陀螺(SGCMG) 配合使用, 以在弹头再入全过程中产生足够的姿态控制力矩. 针对再入系统物理参数及外界环境干扰的不确定性, 利用反演方法设计再入弹头姿态自适应控制器. 该控制器可以对转动惯量不确定性进行自适应补偿, 并且有效抑制力矩干扰对姿态控制系统的影响. 对某型再入弹头的仿真研究表明, 所提出的控制器可以实现姿态角的良好跟踪.

     

SGCMG系统框架角轨迹跟踪自适应补偿控制

作为应用在航天器上的惯性执行机构,单框架控制力矩陀螺（GSGCMG）系统框架角空间的轨迹跟踪性能对航天器姿态控制（或稳定）精度有着极大的影响,为提高SGCMG系统框架角轨迹跟踪性能,本文在轨迹跟踪控制中,采用了“PD＋自适应补偿”的控制器结构,通过分析可以发现,此种控制器不但可使轨迹跟踪误差收敛至零,实现有限时间跟踪控制,而且可使轨迹跟踪误差每一分量的绝对值指数收敛,对应用在航天器上的金宁塔形4－SGCMG系统框架角空间轨迹跟踪控制的仿真结果表明,上述控制算法是可行的。     

控制力矩陀螺框架伺服系统期望补偿自适应鲁棒控制

本文针对控制力矩陀螺框架伺服系统中存在的参数不确定性、摩擦非线性及外部干扰问题,提出了一种考虑LuGre摩擦的自适应鲁棒控制方法.针对陀螺框架伺服系统未知惯量和阻尼系数、LuGre摩擦参数不确定性及未知外部干扰上界,设计参数更新律对其进行估计.在此基础上,为提高系统对不确定参数及未知干扰的鲁棒性,设计带有期望补偿的自适应鲁棒控制器,可实现对LuGre摩擦非线性的精确补偿,同时减小测量信号噪声及外部干扰对系统的不利影响.应用Lyapunov稳定性理论分析了闭环系统的稳定性.对挠性航天器姿态机动控制的仿真结果,验证了所提方法的有效性.     

SGUCMG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Ｋｕｈｕ－Ｔｕｃｋｅｒ乘子值的估计,得到了冗余ＳＧＣＭＧ系统闭合形式的非奇异路     

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DSP的控制力矩陀螺框架数字伺服系统

提出了一种基于TMS320F2812的单框架控制力矩陀螺外框架全数字伺服系统,通过分析控制性能的要求,确定带有电流环、速度环和位置环的三环控制方案,通过对三环的作用进行研究,应用工程化的频域设计方法设计电流环和速度环,给出位置环数字PID控制的改进方案;系统实现了低速高精度稳速控制,与模拟系统相比,控制算法更加方便,大大降低了功耗;在不同速度范围内对三环控制进行仿真和样机调试,结果表明该系统能够很好地实现框架高精度控制。     

A Singularity-free Steering Law of Roof Array of Control Moment Gyros for Agile Spacecraft Maneuver

In this paper, a singularity-free steering law for single gimbal control moment gyros (CMGs) is addressed for agile spacecraft. The geometrical array considered particularly in this work is a roof array due to the simplicity of singularity envelope. A feasible angular momentum chart which can provide a singularity-free bound is employed. The chart allows a guaranteed maximum torque output and angular momentum at any time without concerning the geometrical singularity of the array. Furthermore, a new deterministic allocation algorithm, called half-leading steering logic, of gimbal angular rates, is also suggested instead of the well-known pseudo-inverse technique to meet control torque commands required and to keep away from the singularity. It is noted that a momentum vector recovery to the initial direction is also an important task for the CMG array to overcome the singularity and for the reliable operation of CMGs. An optimization technique is addressed to restore the gimbal vectors back to their original angular position after the attitude reorientation mission. The techniques proposed are demonstrated using illustrative numerical simulations.

     

基于力矩信息的拖拉机转向动态PID控制方法

针对拖拉机驾驶机器人自主转向系统在转向过程中的阻尼具有非线性和时变性的特点,同时为了提高转向系统的控制性能,设计了基于力矩信号检测的拖拉机转向控制系统,其由力矩传感器、STM32处理器、工控机、驱动器及直流电机等组成.首先通过仿真研究不同力矩时的最优PID控制参数,给出不同力矩时的最优PID参数规律,再通过力矩传感器检测的力矩信号动态调整PID参数来控制电机的转向.仿真及实验结果均表明,基于力矩信号反馈的拖拉机动态PID转向控制方法能够有效控制拖拉机的方向,响应快、超调小、适应性强.     

Robust adaptive attitude control for flexible spacecraft in the presence of SGCMG friction nonlinearity

This paper investigates attitude maneuver control issues of a flexible spacecraft with pyramid‐type single gimbaled control moment gyroscopes (SGCMGs) as the actuator. The LuGre friction model is adopted to precisely describe the nonlinearity of the SGCMG gimbal friction. Aiming at restraining the adverse effects of the friction existed in SGCMG on the attitude control performance, a robust adaptive attitude controller is proposed, and projection‐based adaptive laws are presented to estimate the friction parametric uncertainties and the bound of friction nonlinearity. By treating the flexible mode coupling effect and external disturbances as lump disturbances, the inertia uncertainties and the bound of the lump disturbances are also estimated and compensated simultaneously to reduce their adverse effect on the system. With the Lyapunov technique, the states of flexible spacecraft control system are proved to be uniformly ultimately bounded. Numerical simulations demonstrate the effectiveness of the proposed scheme.     

车辆线控转向系统的分数阶鲁棒控制研究

线控转向系统有别于普通车辆的机械转向机构,它是由转向电机、转向机构、转角和力矩传感器以及控制单元构成的复杂转向系统．系统性能受到参数的不确定性、未建模动态以及前轮回正力矩的影响．本文基于分数微积分理论,根据转向系统鲁棒性的设计要求,提出一种新的PI^λD^μ控制策略,保证线控转向系统在所要求的频域范围具有鲁棒性．文中通过优化方法得到PI^λD^μ控制器的五个设计参数,并用Oustaloup算法对分数阶控制器进行仿真验证,结果表明该控制方法对提高转向系统性能的鲁棒性是有效的．